JP2001524044A - Gyroscope spacecraft / space station with docking mechanism - Google Patents
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Abstract
(57)【要約】 宇宙船／宇宙ステーション（１）は、並進のための推進ロケット（６０）と、位置の保持および姿勢制御のためのスラスタとを含む。多様な有限重力が発生するよう内部構成部分（２，８）は回転され、外部構成部分は無重力状態であるよう静止される。鉛直主モジュール（２）には、副モジュール（８）が構成する水平ネットワークが取り付けられ、車輪状構造のスポークおよび周縁部分が形成される。このモジュールネットワークは、機体（１）の供給電力によって駆動される電磁性軸受（４４，１０）によって回転される。訪問する宇宙船のために、ドッキングノード（６８）が備えられる。主モジュール（２）および副モジュール（８）ネットワークの周囲に、流星シールド（８４）が設けられる。 (57) [Summary] The spacecraft / space station (1) includes a propulsion rocket (60) for translation and a thruster for position keeping and attitude control. The inner components (2, 8) are rotated to generate various finite gravity, and the outer components are stationary so as to be in zero gravity. The vertical main module (2) is fitted with the horizontal network constituted by the sub-module (8), and forms the spokes and perimeter of the wheel-like structure. This module network is rotated by electromagnetic bearings (44, 10) driven by the power supplied by the fuselage (1). A docking node (68) is provided for the visiting spacecraft. A meteor shield (84) is provided around the main module (2) and sub-module (8) networks.
Description
【発明の詳細な説明】 ドッキング機構を備えたジャイロスコープ式宇宙船／宇宙ステーション技術分野 本発明は、宇宙ステーションでもある新しい形態の宇宙船に関する。本発明は 特に、（１）誘導重力および無重力の区画およびモジュール、並びに（２）推進 ロケットおよび運動用スラスタ、のための支持構造体を備え、さらに、便利なド ッキング機構と、衛星の修理のための修理用格納庫とを有する宇宙船に関する。背景技術 現在使用中または設計段階にある宇宙ステーションは、無重力、あるいは回転 によって誘導される有限重力（finite gravity）にて運転される。宇宙ステーシ ョンが回転している場合、ドッキングする米国スペースシャトルなどの宇宙船は 、接近速度を宇宙ステーションの並進速度および回転速度に合わせなければなら ない。それには、非常に高度な操縦技術と、高額のコンピュータプログラムと、 追加のロケット燃料とを要する。 回転する宇宙ステーションへドッキングする際の問題点を解消するために、特 別な考案がなされた。宇宙ステーションの回転をスラスタの使用によって発生さ せる場合、回転の停止および再開始には燃料を消費しなければならない。したが って、保管燃料の量によってドッキング操縦の回数が制限される。さらに、回転 ユニットのバランスを崩すとの理由から、修理用格納庫および無重力モジュール などの追加装置の設置は不可能である。また、いずれの追加装置も誘導重力を生 じさせるため、無重力が必要な場合には不都合である。 本技術分野での背景となる米国特許には、以下が挙げられる： １９６４：Schnitzerに発行された第３，１４４，２１９号、 １９６５：Berglundに発行された第３，１６９，７２５号、 １９６７：Maynardらに発行された第３，３００，１６２号、 １９６７：Nesheimに発行された第３，３３２，６４０号、 １９６７：Cummingsに発行された第３，３４８，３５２号、 １９６９：Fogartyに発行された第３，４７８，９８６号、 １９７３：Weaverらに発行された第３，７４４，７３９号、 １９７７：Hoganに発行された第４，０５７，２０７号、 １９８１：Thompsonに発行された第４，２９９，０６６号、および １９８２：Slyshに発行された第４，３０８，６９９号。発明の開示 本発明の主な目的は、宇宙実験または探査プロジェクトに必要な費用および時 間の削減を達成する宇宙船兼宇宙ステーションを作成することである。 他の目的は、モジュールの建設によってサイズの変更が可能であり、それによ り数々の宇宙科学実験を同時に実施できる宇宙船／宇宙ステーションを提供する ことである。 さらなる目的は、無重力および最大重力（full gravity）での実験を同時に実 施できる宇宙船／宇宙ステーションを提供することである。 また、骨格におけるカルシウム欠乏および宇宙酔いなどの、無重力に起因する 既知の生物学的危険を回避することにより、宇宙船／宇宙ステーションの乗務損 の健康および安全を向上させることを目的とする。 さらに、無重力にて複数のドッキングを可能にする宇宙船／宇宙ステーション を作成することを他の目的とする。 他の目的としては、さまざまな増設装置の設置を可能にする構造を有する宇宙 船／宇宙ステーションを提供することが挙げられる。 さらなる目的としては、将来の商業用宇宙船および宇宙ステーションの原型と なる実験用モデルの宇宙船／宇宙ステーションを提供することが挙げられる。 また、衛星の回収および修理のための修理用格納庫を非回転質量部に有する宇 宙船／宇宙ステーションを提供することを目的とする。 さらに、宇宙空間における天体観測所の設置が可能な宇宙船／宇宙ステーショ ンを提供することを目的とする。 加えて、過去の打ち上げから出た大きな宇宙廃棄物の回収に使用でき、それに より航行の危険の除去に貢献できる宇宙船／宇宙ステーションを提供することを 目的とする。 以上の目的の達成のために、宇宙船・宇宙ステーション複合体が考案された。 これは、天体間の航行のための宇宙船としても利用できるし、あるいは地球近傍 の軌道を旋回する宇宙ステーションとしても利用できる。この宇宙船／宇宙ステ ーションは、月での任務における輸送手段および補助ステーションとして理想的 である。宇宙船として機能する際には、二つまたは四つの推進ロケットを並進用 に使用し、一対のスラスタを姿勢制御用に使用する。宇宙ステーションとして機 能する際には、一対のスラスタのみを位置保持用に使用する。 本発明の宇宙船／宇宙ステーションは、Ａ、Ｂ、Ｃ、およびＤの四つの構成が 可能である。これらの構成の違いは、（１）推進ロケットの位置、（２）ロケッ トの数、および（３）訪問する宇宙船のために増設したドッキングステーション である。すべての構成においてロケットの位置は、最大限の安全確保のため、乗 務屓の位置との間隔が最大になるよう決定されている。それにより、原子力によ る推進力を使用する場合に、乗務貢領域の空間を犠牲にすることなく、また回転 モジュールに重量を加えることなく、保護シールドのための十分な空間を確保で きる。回転モジュールに重量を加えることは、電磁性軸受アセンブリ（electrom agnetic bearing assemblies）が要する電力を増加させてしまう。 構成Ａでは、一対のロケットが、宇宙船／宇宙ステーションの背面にて長手方 向中心線の両側に設けられる。構成Ｂでは、同じ位置に一対のロケットが設置さ れるが、無重力ドッキングステーションが増設されている点で、他のすべての構 成と異なる。構成Ｃでは、二つのロケットが側方に搭載される。構成Ｄでは、四 つのロケットが後部に設置される。 ゼロＧから１地球Ｇまでのさまざまな重力環境を設けるために、宇宙船／宇宙 ステーションの所定の構成部分は有限重力を発生させるよう回転され、同時に他 の部分は無重力部分を形成するよう静止されている。 宇宙船／宇宙ステーションの中心は、縦長の中空円筒形である、ゼロＧまたは 微少Ｇの鉛直主モジュールである。この鉛直主モジュールに、同じく実質的に中 空円筒形の副モジュールから成るスポーク付き車輪状の水平ネットワークが取り 付けられている。副モジュールは、乗務月居住区、実験室、作業場、通信センタ ー、飛行制御部、および倉庫として利用される。宇宙船／宇宙ステーションにて 実施される活動に応じて、スポーク付き車輪状ネットワークのスポーク数を変更 することでモジュールの数を変更できる。 主および副モジュールの回転は、三つの電磁性軸受アセンブリによる磁気浮揚 により実現される。各電磁性軸受アセンブリは実質的には、静止する外側リング 内に配置された回転する内側リングであり、機上の供給電力によって駆動される 。回転の発生のためにスラスタの代わりに電力を使用することによって、回転の ために余分なスラスタ燃料を必要とせずに済む。回転速度、および主モジュール を中心とした半径内の位置に応じて、１Ｇまでの有限重力が副モジュールにて発 生される。 また、電磁性軸受アセンブリの無重力静止部分は、トラス支持アセンブリに接 続している。トラス支持アセンブリは、回転するモジュールのための機械的軸受 を鉛直軸に沿って取り付ける枠組みを形成している。 無重力トラス支持アセンブリは、推進ロケット、格納庫設備、アンテナ、およ び無重力環境を必要とするその他すべてのアセンブリが固定された静止パイロン を支持する。運動（マヌーバ）用スラスタが、トラス支持アセンブリに接続する 電磁性軸受アセンブリの無重力静止部分に設置されている。これら以外の無重力 または微少重力領域は、中央の主モジュールのみである。乗務員居住区は健康上 の理由により、副モジュールスポーク車輪ネットワークの周縁部における１Ｇ環 境に配置される。車輪状モジュールネットワーク外の無重力部分に、訪問する米 国スペースシャトルなどの宇宙船のためのドッキングステーションを二つないし 四つ含む。 本宇宙船／宇宙ステーションは、多目的格納庫を備えるよう設計されている。 この多目的格納庫は衛星の回収および修理に使用してもよいし、もしくは宇宙を 拠点とした天体観測所、無重力実験研究所、長期間飛行時用の倉庫区域、または 無重力を必要とする物品の製造設備として利用してもよい。さらに、過去の宇宙 への打ち上げによる人工宇宙廃棄物を回収してもよく、それによって宇宙船が宇 宙廃棄物と衝突する可能性を低減できる。 宇宙船／宇宙ステーションには、太陽熱シールドとしても機能する流星シール ドが設置される。流星シールドの外側表面には、太陽電池パネルを取り付けるこ ともできる。推進のために原子力を使用する場合に、乗務員居住区から可能な限 り離れた位置の別モジュールに配置され得る原子炉をシールドするのに十分な空 間的余裕がある。事故が起きた場合には、原子カモジュールは投棄できる。 本発明の宇宙船／宇宙ステーションを構成するアセンブリの多くは対称的で互 換性があり、それにより建設にかかる時間と費用を削減している。これらのアセ ンブリは、スペースシャトルに載せて打ち上げられるよう設計されている。ただ し、中央鉛直主モジュールは、保護用の収納機構に入れて個別に打ち上げる必要 があるかもしれない。推進ロケットの位置としては三個所が可能である。機上で 使用する電気の発電用の太陽電池パネルは、鉛直トラス支持アセンブリの機体外 側に設置することも可能である。 本宇宙船／宇宙ステーションは、現代の技術および現在入手可能なサブアセン ブリを用いて建設できるよう設計されている。技術的躍進を必要とするものでは ない。本設計は将来の世代において発展および修正され得るものであり、それに より本設計の価値が増大され運転コストが低減される。図面の簡単な説明 図面において、「Ａ」、「Ｂ」、「Ｃ」、および「Ｄ」を付した、宇宙船／宇 宙ステーションの基本的な設計の四つの構成を示す。 図１は、二つの推進ロケットを背面に搭載する構成Ａを示す平面図である。 図２は、構成Ａを示す側面図である。 図３は、構成Ａを示す正面図である。 図４は、二つの背面ロケットを有し四機のスペースシャトルのドッキングが可 能な構成Ｂを示す正面図である。 図５は、パイロン上に搭載された側方搭載ロケットを含む構成Ｃを示す平面図 である。 図６は、構成Ｃを示す正面図である。 図７は、構成Ｃを示す側面図である。 図８は、四つのロケットを２つのペアにてピギーバック（肩車）状態で搭載し た構成Ｄを示す平面図である。 図９は、構成Ｄを示す側面図である。 図１０は構成Ｄを示す背面図である。 図１１は、二つの機体のドッキング動作を表した構成Ｄを示す側面図である。 図１２は、スペースシャトルの宇宙船／宇宙ステーションとのドッキング運動 時における、主モジュールの下部アクセストンネルおよび回転結合トンネルを示 す破断図である。 図１３は、上部および下部回転トンネルアセンブリを示す破断図である。 図１４は、上部および下部回転トンネルアセンブリを示す分解図である。 図１５は、主モジュールの上端部および下端部を示す分解図である。 図１６は、主モジュールの上端部および下端部を示す破断図である。 図１７は、伸縮式回転トンネルの設置を示す破断図である。 図１８は、伸縮式回転トンネルの伸張した状態および収縮した状態を示す破断 図である。 図１９は、モジュールアクセストンネルを回転トンネルに封止する際に使用す る圧力封止アセンブリを示す破断図である。 図２０は、トラス支持アセンブリを示す側面図である。 図２１は、トラス支持アセンブリを示す正面図である。 図２２は、支持構造体およびロケットを取り除いた状態で回転アセンブリを示 す破断図である。 図２３は、二機のスペースシャトルがドッキングした状態の回転アセンブリを 示す側面図であり、乗務員が移動可能な経路を示す。 図２４は、二種類の設計による衛星修理用格納庫を有する宇宙船／宇宙ステー ションを示す側面図である。 図２５は、各側に二枚の太陽電池パネルを設けた宇宙船／宇宙ステーションを 示す左側面図および右側面図である。発明の実施の最適な形態 図１は、総括的に符号１を付した本発明の宇宙船／宇宙ステーションアセンブ リの、ロケット背面搭載型の構成Ａを示す平面図である。アセンブリ１の中央ハ ブ部分は、鉛直モジュール２である。アセンブリ１への出入りは、モジュール２ の上端部および下端部に位置するアクセストンネル４を通じて行われる。モジュ ール２は中心線上に、ノードアセンブリ６８またはエアロック７２を含むポート を有する。 副モジュール８が、ノードアセンブリ６８またはエアロック７２に接続され、 車輪のスポーク部分を形成する。スポークを形成する副モジュール８の機体外側 方向の端部には、機体中心側向き中心線上にポートを有する他の副モジュール８ が接続され、斜めの接続体を形成している。これら斜めの接続体は、両端にポー トを有し、それらのポートによって斜めの接続体は他のノードまたは副モジュー ル８に連結し、車輪構造のリム部分を形成する。 外側モジュール８の機体外側方向の側面にはパイロンアセンブリ７０が固定さ れる。さらに、パイロンアセンブリ７０の機体外側方向の側面は主電磁内側磁気 リング４６に接続し、アセンブリ１の回転部分を形成する。リング４６は、電磁 性軸受アセンブリ４４上に支持されている。二つの鉛直トラス支持アセンブリ５ ０が、アセンブリ１の両側に一つずつ、支持アセンブリ４４の上部および下部表 面上に取り付けられている。各鉛直トラス支持アセンブリ５０には、二つの斜め トラス支持アセンブリ５２のうちの一つの下端部が連結される。各斜めトラス支 持アセンブリ５２の上端部には、二つの水平トラス支持アセンブリ５４のうちの 一つの外側端部が固定される。二つの水平トラス支持アセンブリ５４のうち、一 方はアセンブリ１の上側に、他方はアセンブリ１の下側に位置する。 アセンブリ５０、５２、および５４は接合されると、アセンブリ１の幅に亘っ て延びた４つのトラス橋梁体を形成する。四つのトラス橋梁体のうち、二つはア センブリ１の上側に、二つはアセンブリの下側に位置し、それぞれがアセンブリ の水平中心線の前方および後方に配置されている。後方の水平トラス支持アセン ブリ５４には、左右に二つの背面トラス支持アセンブリが接続される。 長手方向トラス支持アセンブリ８２は、アセンブリ１の長手方向中心線の左右 に位置する。アセンブリ８２は前端から距離３分の２のところで、後方水平トラ ス支持アセンブリ５４に取り付けられている。アセンブリ８２の下側には後方鉛 直トラス支持体７８が連結され、後方鉛直トラス支持体７８は主電磁性軸受アセ ンブリ４４の上側表面に固定されている。 鉛直トラス支持体７８の下方後面には、後方の斜めトラス支持体８０の下端部 が連結される。鉛直トラス支持体７８の下方前面には、前方の斜めトラス支持体 ８０の後方下端部が固定される。後方の斜めトラス支持体８０の前端部が、鉛直 トラス支持体７８の前方下端部に取り付けられている。背面トラス支持アセンブ リの後面にて、背面トラス複合体は、アセンブリ１の推進力を供給するロケット ６０を支持する。 図２は、アセンブリ１の、ロケット背面搭載の構成である構成Ａの側面図であ る。中心にて鉛直方向に位置するのは、主鉛直モジュール２である。モジュール ２の上端部および下端部には、アセンブリ１への出入りを可能にするアクセスト ンネル４が設けられている。副モジュール８が、モジュール２に対して垂直に放 射状に取り付けられ、ハブ・スポーク構成にて設置される。取り付け手段は、ノ ードアセンブリ６８またはエアロック７２である。外側副モジュール８は、内側 副モジュール８に直角に接続され、車輪状を形成する。 外側副モジュール８の機体外側方向の側面、長手中心線上に、パイロンアセン ブリ７０が固定される。パイロンアセンブリ７０の機体外側方向の側面は、電磁 性軸受アセンブリの内側回転磁性リング４６の内側側面に接続する。上部および 下部電磁性軸受アセンブリ１０は、図を明瞭にするために図示していない。回転 するモジュール２および８を、小型流星シールド８４が覆う。シールド８４は、 太陽熱シールドとしても機能し、トラス支持体５４または回転モジュール２およ び８に取り付けることが可能である。 主電磁性軸受アセンブリ４４の上面および下面には、トラス支持体５０、５２ 、および５４が固定される。鉛直トラス支持体５０は主軸受アセンブリ４４に取 り付けられており、鉛直トラス支持体５０の上部内側面は、斜め支持アセンブリ ５２の下部外側面に接続する。アセンブリ５２の上部内側面は、水平トラス支持 アセンブリ５４の外側端部に接続する。水平トラス支持アセンブリ５４は、図を 明瞭にするため図示していない上部および下部磁性軸受支持体１６を支持する。 図３は、アセンブリ１の、ロケット背面搭載の構成である構成Ａを示す前面図 である。中央に主鉛直モジュール２を示す。その上端部および下端部にはアクセ ストンネルハッチアセンブリ６が備えられ、ハッチアセンブリ６の鉛直軸上に沿 って機体外側方向にアクセストンネル４が設けられている。アクセストンネル４ の外側には、上部および下部電磁性軸受アセンブリ１０が配置される。それらは 、主電磁性軸受アセンブリ４４が浮揚効果および回転運動を発生させる電磁界を 生成する際に補助する。軸受４４の外側には、軸受支持アセンブリ１８が位置す る。 主モジュール２の中心部から放射状に、ハブおよびスポークを形成するよう副 モジュール８が設置される。副モジュール８は、主モジュール２に、および副モ ジュール同士相互に、ノードアセンブリ６８またはエアロック７２を介して接続 する。内側副モジュール８は、主モジュール２に対して直角に設置され、スポー ク部分を形成する。外側副モジュール８は、接続ポートを、両端部と、モジュー ル８の機体中心側の中心線上とに一つずつ有する。外側副モジュール８は、中心 線ポートによって内側モジュール８と接続し、回転車輪のリム部分を形成する。 外側副モジュール８の機体外側方向の面の長手中心線上に、パイロンアセンブ リ７０が設けられる。パイロンアセンブリ７０を通じてモジュール２は、主電磁 性軸受アセンブリ４４の内側回転磁性軸受３４に接続する。主電磁性軸受アセン ブリ４４は、外側静止磁性リング４８、内側回転磁性リング４６、および軸受ハ ウジング４９を有する。主電磁性軸受アセンブリ４４の上面および下面には、鉛 直トラス支持アセンブリ５０が取り付けられている。その上方内側に斜めに、斜 めトラス支持アセンブリ５２が設置され、斜めトラス支持アセンブリ５２は水平 トラス支持アセンブリ５４に接続する。 水平トラス支持アセンブリ５４の上面には、ロケット支持パイロン５６が設置 される。ロケット支持パイロン５６は、ロケット６０を支持し、ロケット６０の スラスト荷重を分配する。ロケット６０は、パイロンアセンブリ７０上に設置さ れたロケット支持クレードル５８上に搭載される。支持クレードル５８は円筒形 で、アセンブリ１の長手方向中心線の中央部にて分割されたスリーブ状であり、 そこにロケット６０がはまる。クレードル５８はボルトによって固定されてもよ いし、迅速解放型のラッチが設けられてもよい。クレードル５８はさらに、小型 流星および太陽熱に対するシールドとしても機能する。 主モジュール２の下端部においてアクセストンネル４の外側に、オプションの ノードアセンブリ６８が設けられている。このノードアセンブリ６８は、アセン ブリ１の左舷梁および右舷梁に下部ドッキングステーションを増設する場合に、 回転トンネル２５上にはめられる。図を明瞭に表示するため、流星シールド８４ は図３では省略されている。 図４は、アセンブリ１の、ロケット背面搭載の構成である構成Ｂを示す前面図 である。構成Ａとの差異は、左舷梁および右舷梁に二つのドッキングステーショ ンを追加した点である。追加したアセンブリは、下部前方の鉛直トラス支持体５ ０の下部と下部斜めトラス支持体５４とに取り付けた、左右のトラス支持アセン ブリ６２である。追加トラスアセンブリ６２の下面には、シャトルのドッキング のためのドッキング捕捉リング４２を下端部に有するノード支持アセンブリ６８ が設置される。外側のドッキングノード６８は中央ドッキングノード６８に、ト ンネル支持体７４によって固定される左右のトンネルアセンブリ６６を通じて接 続される。流星シールド８４は、図を明瞭にするため省略している。 図５は、ロケット側方搭載の構成である、本発明の宇宙船／宇宙ステーション の構成Ｃを示す平面図である。構成Ａ、Ｂ、およびＤとの差異は、ロケット６０ がアセンブリ１の左舷および右舷後半部に配置される点である。背面トラス支持 アセンブリは無く、トラス支持体およびパイロンは一体ユニット５６を構成する 。その一体ユニット５６は、電磁性軸受アセンブリ４４の水平中心線から後部に おいて全幅に及び、後方に半円形に伸張する。ロケット６０は、ユニット５６に 搭載される。 図６は、上部および下部の前方鉛直トラスアセンブリ５０並びに主電磁性軸受 ハウジング４９に固定したパイロン５６にロケット６０を搭載した構成Ｃを示す 前面図である。上部および下部前方斜めトラス支持体５２、並びに水平トラス支 持アセンブリ５４が図示されている。中央には主鉛直モジュール２が位置し、水 平副モジュール８が主鉛直モジュール２から放射状に配置される。エアロック７ ２、主軸受の内側磁性回転リング３４に接続するモジュール８、パイロン７０、 主電磁性軸受アセンブリ４４、および流星シールドアセンブリ８４も図示する。 主鉛直モジュール２の上部および下部にはアクセスハッチ６が備えられ、アク セスハッチ６の機体外側には上部および下部アクセストンネル４が設けられる。 さらにアクセストンネル４の外側には、上部および下部電磁性軸受１０が取り付 けられている。軸受アセンブリ４４の外側には、軸受支持体１８が固定される。 ドッキングノード６８は、１２時および６時の位置に配置される。 図７は、副モジュール８がエアロック７２を介して中央モジュール２に固定さ れた構成Ｃを示す側面図である。副モジュール８の外側には、電磁性内側回転リ ング３４およびパイロン７０が連結される。主モジュール２の上端部および下端 部にアクセストンネル４を示す。水平中心線に沿って、主電磁性軸受アセンブリ ４４が配置される。鉛直中心線に沿って、前方および後方主トラス支持アセンブ リ５０、５２、および５４を示す。水平中心線の後方にロケット６０が位置する 。回転モジュールアセンブリを覆う流星シールド８４も図示されている。 図８は、ロケット後方搭載の構成である、本発明の宇宙船／宇宙ステーション の構成Ｄを示す平面図である。構成Ｄと他の構成との差異は、パイロン７０およ びロケット６０がアセンブリ１の後方に配置される点である。パイロン７０より 前方の構成は、構成Ａ、Ｂ、およびＣと同一であり、機能も同じである。中央に 、上部アクセストンネル４および主鉛直モジュール２を示す。 前方および後方水平トラス支持アセンブリ５４の外側端部は、斜めトラス支持 アセンブリ５２の内側端部に接続する。さらに斜めトラス支持アセンブリ５２は 、鉛直トラス支持アセンブリ５０の上端部に連結する。アセンブリ５０の下端部 は、主電磁性軸受４４の上面および下面に接続する。 内側副モジュール８が、主鉛直モジュール２に対して放射状に配置され、その 主モジュール２および外側副モジュール８に対して直角に接続される。すべての 副モジュール８によって、ハブおよびスポーク車輪状編成が形成される。外側副 モジュール８の機体外側方向の面の長手方向中心線上に、パイロンアセンブリ７ ０が設けられる。パイロンアセンブリ７０は、主電磁性軸受アセンブリ４４の回 転内側磁性リング４６、上部アクセストンネル４、電磁性軸受１０、およびその 支持体に接続する。流星シールド８４は、図を明瞭にするため省略している。 図９は、構成Ｄの側面図である。主鉛直モジュール２、上部および下部アクセ ストンネル４、および、斜めトラス支持アセンブリ５２の内側端部に外側端部が 接続した水平トラス支持アセンブリ５４が図示される。斜めトラス支持アセンブ リ５２の外側端部は、鉛直トラス支持アセンブリ５０の上部内側面に連結する。 鉛直トラス支持アセンブリ５０の他方の端部は、電磁性軸受アセンブリ４４に固 定される。 両端部にポートを有する内側副モジュール８が、主鉛直モジュール２に対して 放射状に配置される。副モジュール８は、主モジュール２に直角に接続し、ハブ ・スポーク構造を形成する。外側副モジュール８は、内側副モジュール８に対し て直角に連結する。外側副モジュール８は接続ポートを、各端部に一つずつと、 三つ目を機体中心方向の中心線上とに、合計三つ有する。外側モジュール８が内 側モジュール８の外側端部に接続して車輪状を形成する際、モジュール８は互い にエアロック７２またはノード６８によって連結される。太陽熱シールドでもあ る流星シールド８４を、さらに図示している。 アセンブリ１の後方端部において、電磁性軸受アセンブリ４４の後方半分に取 り付けられるロケットパイロン支持アセンブリ５６上にロケット６０を搭載する 。エンジン支持クレードル５８、上部および下部副電磁性軸受アセンブリ１０、 および関連の軸受支持アセンブリ１８は、図を明瞭にするため図示していない。 図１０は、構成Ｄの背面図である。ドッキングのためのオプションである上部 および下部ドッキングノード６８が図示される。ノード６８の機体内側方向の面 が、上部および下部アクセストンネル４の外側に取り付けられる。さらに、主モ ジュール２と、副モジュール８を互いに接続するエアロック７２とが図示される 。外側モジュール８は、内側回転主電磁性リング３４に連結するパイロンアセン ブリ７０に接続する。電磁性軸受アセンブリ４４の上面および下面には、上部お よび下部鉛直トラス支持アセンブリ５０が固定される。上部および下部鉛直トラ ス支持アセンブリ５０は、斜めトラス支持アセンブリ５２の外側端部に接続し、 斜めトラス支持アセンブリ５２の内側端部は、水平トラス支持アセンブリ５４の 外側端部に接続する。 主電磁性軸受アセンブリ４４の後方水平中心線上に、ロケット支持パイロンア センブリ５６が設置される。パイロン５６上に、二つのロケット６０がピギーバ ック（肩車）状態にて搭載される。下方の小さい図は、ロケットパイロン５６と エンジンパイロントラス支持アセンブリ７４とを示す分解図であり、ロケットパ イロン５６にロケット６０を搭載した状態を表す。 図１１は、構成Ｄの側面図である。二機のスペースシャトルがアセンブリ１に ドッキングした状態を表す。一機のシャトルは通常どおり、宇宙船／宇宙ステー ションの前方かつ下方から接近してドッキングした。もう一機のシャトルは、宇 宙船／宇宙ステーションの後方から逆さで飛行して接近した。ロケット６０の後 方の矢印は、シャトルの垂直安定板とパイロン支持アセンブリ７４との間のクリ アランスの距離を示す。 図１２は、主鉛直モジュールの下部を、アクセストンネル４に取り付けられた アクセストンネルハッチ６に沿った断面にて示す破断図である。トンネル支持体 １８に取り付けられた下部回転非伸縮式トンネルアセンブリ２５も図示する。ド ッキング捕捉リング４２は、回転トンネル２５の機体外側方向に位置し、トンネ ル磁性軸受支持体３８に取り付けられている。スペースシャトルは、回転トンネ ル２５およびドッキングリング４２の下方にあり、ドッキングのためにドッキン グ捕捉リング４２に対して位置決めさている。 図１３は、回転非伸縮式トンネルアセンブリ２５を示す破断図である。回転非 伸縮式トンネルアセンブリ２５は、圧力封止された中空円筒であり、より大きな 内径および外径を有する他の円筒内で回転する。圧力の境界は、二つの封止軸受 ３０によって構成される。封止軸受３０の内径は、封止軸受３０内にトンネル２ ５が圧入されるよう設計されている。封止軸受３０の外径は、磁性軸受アセンブ リ４４をも支持する回転トンネル支持体３８および４０の内径にフィットする。 回転トンネル２５の上面には、等間隔にて形成された穴を有する隆起したリン グが作り付けられている。回転トンネル２５と主モジュールアクセストンネル４ とが同速度にて回転する場合に、トンネル２５はその穴によってトンネル４にか み合い固定される。トンネル２５は、作動時には浮揚力および推進力を供給する それ専用の電磁性軸受アセンブリ３３によって回転される。トンネル２５の電磁 性軸受１０は、内側回転磁性リング３４、外側静止磁性リング３６、上部軸受支 持体４０、下部軸受支持体３８、および関連の電気回路によって構成される。 鉛直軸に沿って機体中心側に面する支持体４０の側面は、水平トラス支持アセ ンブリ５４に取り付けられる。軸受支持体３８の下面には、ドッキング捕捉リン グ４２が設置される。 図１４は、非伸縮式回転トンネルアセンブリ２５を示す分解図であり、中央に トンネル２５を示す。トンネル２５は図示するように、上半分および下半分の二 つの部分から構成してもよい。上半分に一つの軸受３０と下半分に他方の軸受３ ０との二つの封止圧力境界軸受３０の設置するが、圧力境界の形成には一つの軸 受３０のみを必要とする。 二つ目の軸受３０は、加圧の維持をさらに安全にするためのものである。回転 トンネル２５の上半分の上面には、等間隔にて形成された穴を有する隆起リング が作り付けられている。その下方には、回転ジャッキねじ２２の挿入を受ける自 動センタリングナット２８が位置する。回転ジャッキねじ２２は、円形加圧封止 アセンブリ２１を駆動する。その円形加圧封止アセンブリ２１は、宇宙船１と共 に回転する主モジュールアクセストンネル４に、回転トンネル２５をかみ合わせ て封止する。下部封止軸受３０の下方には、電磁性軸受アセンブリ支持体の下端 部に接続する静止ドッキング捕捉リングアセンブリ４２が位置する。電磁性軸受 アセンブリ支持体は半円筒形であり、二つの半分部分３８および４０によって円 筒形状を形成している。半分部分３８および４０の内側表面は円筒形状だが、外 側は円筒形でも長方形でもよい。 下部軸受支持体３８の上方には、上部軸受支持体４０が位置する。上部軸受支 持体４０は下部支持体３８と類似の設計であるが、ただし高さはより大きい。両 支持体３８および４０は半円形の切除部分を有し、両支持体３８および４０をか み合わせた際にその切除部分に電磁性軸受アセンブリ３１を収納する。電磁性軸 受静止外側リング３６と、回転トンネル２５の外側に固定されて一体の回転ユニ ットを形成する内側回転磁性リング３４とを図示する。 図１５は、主鉛直モジュールアセンブリの下部アクセストンネル４を示す分解 図である。トンネル４の機体中心側に、トンネルハッチ６が取り付けられている 。トンネル４の外側には、外側静止磁性リング１４内で回転する回転内側磁性リ ング１２が備えられる。内側および外側の両磁性リンク１２および１４並びに関 連 回路によって電磁性軸受アセンブリ１０が構成され、その電磁性軸受アセンブリ １０は軸受ハウジング１６内に配置される。 軸受ハウジング１６は二つの部分から成り、それらが水平中心線にて互いに結 合する表面上に、半円形の切除部分が設けられる。ハウジング１６の内部表面は 円筒形であり、磁性リング１２および１４の周囲にはめられる。ハウジング１６ の上部分および下部分は互いの鏡像であり、互換性があるように設計されている 。支持体１６の外側表面は円形でもよいが、水平トラス支持体５４に接続する軸 受アセンブリ支持体１８と連結する際に長方形の設計のほうが好都合である。 アクセストンネル４の下方に、ドッキング捕捉リングアセンブリ４２を図示す る。このリングアセンブリ４２は、捕捉リングを有する伸縮式回転トンネルがス ペースシャトル側にも搭載されている場合のみに使用される。両トンネルが同じ 回転速度を有する場合に、スペースシャトルのトンネルは宇宙船１のアクセスト ンネル４に向かって伸張する。捕捉リング同士がかみ合い、スペースシャトルを 宇宙船１に連結する。宇宙船１の上部アクセストンネル４も、構造および機能に おいて以上と同じ構成を有する。 図１６は、主モジュールの下部アクセストンネル領域および下部電磁性軸受ア センブリを示す破断図である。主モジュール２、下部アクセストンネル４、およ びトンネルハッチ６を図示する。アクセストンネル４の底部には、アクセストン ネル４を回転トンネル２５に固定し封止するトンネル圧力封止アセンブリ２０が 設置される。回転トンネル２５はアクセストンネル４の機体外側方向に位置し、 水平トラス支持アセンブリ５４に固定される。封止アセンブリ２０は、スペース シャトルに搭載される回転伸縮式トンネルアセンブリ２６に対しては使用しない 。トンネル４の外側には、外側静止磁性リング１４内で回転する内側回転磁性リ ング１２が備えられる。磁性軸受ハウジング１６が電磁性軸受１０を囲み収納す る。軸受ハウジング１６は水平中心線にて、鏡像である二つの構成部分に分離す る。ハウジング１６の内部表面は円形であり、下面と共に半円形の切除部分を形 成し、そこに内部リング１２および外部リング１４から成る電磁性軸受アセンブ リ１０を収納する。図を明瞭にするために、磁性軸受ハウジング支持体１８は図 示しない。 図１７は、回転伸縮式トンネルアセンブリ２６を示す破断図であり、伸縮部を 中央上方に図示する。電力駆動のジャッキねじ２０を受ける自動位置決めナット ２８が、伸縮部の下面にて内部に固定されている。ジャッキねじ２０によって伸 縮部は上方に駆動されて伸張し、また下方に駆動されて回転トンネルハウジング ３２内へ収縮する。ジャッキねじ２０機構は、ハウジング３２内の下端に固定さ れる。ハウジング３２の外側表面の上端部および底部に近接して、二つの封止軸 受３０が位置する。封止軸受３０はトンネル２６の作動時に、シャトルから宇宙 空間への圧力損失を防止するよう封止を形成し、圧力境界を構成する。 回転伸縮式トンネル２６には、アセンブリ１の他の軸受と同様に機能する上部 および下部電磁性軸受アセンブリ３３が備えられる。内側回転磁性リング３４が 、静止磁性リング３６内で回転する。これらのリングは、三つの軸受ハウジング に連結する。中央ハウジング４０は三つのうちで他より長いが、上部および下部 ハウジング３８は同一で互換性がある。 トンネルハッチ６は、トンネルハウジングアセンブリ３２に固定されている。 スペースシャトルハッチ６は、スペースシャトルに連結している。回転伸縮式ト ンネルアセンブリ２６は、スペースシャトルの内部構造に接続している。図を明 瞭に表示するため、回転伸縮式トンネル２６の上端部に位置するはずのドッキン グ捕捉リングアセンブリ４２は図示しない。 図１８は回転伸縮式トンネルアセンブリ２６を示す破断図であり、トンネル２ ６の伸張した状態および収縮した状態を示す。他の要素は、図１７に示すものと 同一である。 図１９は、回転トンネル２６の圧力封止アセンブリ２０を示す破断図である。 封止アセンブリ２１は、主モジュール２のアクセストンネル４の下端部に固定さ れる。作動は、円形状に等間隔にて設けられた電力駆動のジャッキねじ２２によ って実施される。回転トンネル２６は上縁部に隆起したリング状表面を有し、そ の表面には同様にリング状に等間隔にて穴が設けられる。自動位置決めナット２ ８は、回転トンネル２６内部の円形配置の穴内に取り付けられている。 ジャッキねじ２２は、作動されると、回転トンネル２６に向かって移動し、圧 力封止部２４を回転トンネルアセンブリ２６側へ駆動する。接触すると、ジャッ キねじ２２は穴に入り自動位置決めナット２８内にねじ運動により入り込み、一 体の封止回転ユニットを形成する。図示しているのは、アクセストンネル４の下 方部分および回転トンネルアセンブリ２６の上方部分である。 図２０は、本発明の宇宙船／宇宙ステーションの背面搭載型の構成Ａを示す側 面図である。電磁性軸受アセンブリ４４の上面および下面に接続する前方鉛直ト ラス支持アセンブリ５０を示す。トラス支持アセンブリ５０および軸受アセンブ リ４４には、斜めトラス支持アセンブリ５２および水平トラス支持アセンブリ５ ４が連結する。それにより得られる橋梁体は、アセンブリ１の水平中心線のすぐ 前方およびすぐ後方において全幅に及び、アセンブリ１の横幅に渡る二つの並行 構造体を形成する。 並行な長手方向支持アセンブリ８２が、後方水平トラス支持アセンブリ５４に 直角に固定される。その際、長手方向支持アセンブリ８２の前端が、水平トラス 支持アセンブリ５４の後端に接続する。後方鉛直トラス支持アセンブリ７８は、 長手方向支持アセンブリ８２の下面の前端から３分の２の距離の位置に固定され る。後方鉛直トラス支持アセンブリ７８の下端部は、主電磁性軸受４４の上面に 、５時および７時の位置にて接続する。 鉛直トラス支持体５０の下方後部には、後方斜めトラス支持アセンブリ５２の 前端が連結する。後方斜めトラス支持アセンブリ５２の後端は、長手方向支持ア センブリ８２の下方後端に接続する。前方背面長手方向トラス支持体７６は、後 方鉛直トラス支持体７８の前方下部に固定される。背面前方長手方向トラス支持 体７６の前端は、後方水平トラス支持体５４の後部および長手方向トラス支持体 ７６の前端に接続する。右下隅の図は、トラスアセンブリの右側面図である。左 右の長手方向トラス支持体は、互換性がある。 図２１は、前方および後方の前部トラス支持アセンブリを示す前面図である。 鉛直トラス５０と、斜めトラス５２と、水平トラス５４の中央部とによって構成 されている。 図２２は図２１の分解図であり、アセンブリ１の回転部分をいくつかの構成部 分を省略して示す。中央の１２時および６時の位置に、上部および下部主モジュ ール電磁性軸受１０が配置される。軸受の機体中心側には、アクセストンネル４ がある。主モジュール２は、副軸受アセンブリ１０および副モジュールアセンブ リ８を、エアロック７２による接続を通じて支持している。外側副モジュール８ の外側には、主電磁性軸受アセンブリ４４に連結する磁性リングパイロン７０へ 接続するモジュール８が位置する。 図２３は、二機のドッキングしたシャトルを示すアセンブリ１の側面図であり 、乗務員の移動または緊急避難の際に使用可能な移動経路を説明する。オプショ ンのドッキングノード６８、主モジュール２、副モジュール８、エアロック７２ 、およびアクセストンネル４を示す。これら以外のすべては、図を明瞭にするた め省略してある。 図２４は、アセンブリ１の側面図である。本発明のアセンブリ１には搭載でき るが、他の回転式宇宙ステーションには搭載できない修理用格納庫９０の設計二 種類を示す。 左側の図に、トラス支持体８６によって固定され、ドア８８が二つのアクチュ エータ９２によって機体外側かつ上方に開く円筒形の「Ａ」バージョンの格納庫 ９０を示す。負荷を分散するために、船首および船尾に面して設置される水平支 持体５４の形状で前方に伸張するトラス支持体と、鉛直支持体５０とを追加した 。 右側の図に、長方形の「Ｂ」バージョンの格納庫９０を示す。平坦な底部を有 するため、固定の際にトラス支持体は必要ない。ドア８８が二つのアクチュエー タ９２によって機体外側かつ上方に開く。このバージョンにも、負荷を分散する ために追加のトラス支持体５２および５０が設けられる。格納庫９０のサイズは 、宇宙船／宇宙ステーション１のサイズによって制限される。 図２５は、アセンブリ１を示す左右の側面図である。機上での使用のために太 陽エネルギーを電気エネルギーに変換する太陽電池パネル９４が、支持トラス構 造体上に搭載される。宇宙船／宇宙ステーションの構成の説明 本発明の宇宙船／宇宙ステーションは、Ａ、Ｂ、Ｃ、およびＤの４つの構成が 可能である。これらの構成の違いは、（１）推進エンジンまたはロケットの位置 、（２）ロケットの数、および（３）訪問する宇宙船のために増設したドッキン グ ステーションである。すべての構成におけるロケットの位置は、最大限の安全確 保のため、乗務員およひ他の構造体の位置との間隔が最大になるよう決定されて いる。それにより、原子力による推進力を使坩する場合に、乗務貢領域の空間を 犠牲にすることなく、また回転モジュールに重量を加えることなく、保護シール ドのための十分な空間を確保できる。回転モジュールに重量を加えることは、電 磁性軸受アセンブリに要する電力を増加させてしまう。 図１、２、および３に示す構成Ａが、より好適な実施形態である。ロケット６ ０が、背面の長手方向中心線の両側にて、電磁性軸受アセンブリ４４の後方端の すぐ前方に設けられる。ロケット６０の噴射効果による損害を最小限にするため に、ロケット６０は水平トラス支持アセンブリ５４の上面に水平に設置される。 図４に示す構成Ｂは、構成Ａと同じロケット位置を有するが、水平中心線上に て左舷および右舷後半部に二つの無重力ドッキングステーションが追加されてい る点で、他のすべての構成と異なる。追加した構造体には、二つの三角形トラス 支持アセンブリ６２、二つのドッキングノード支持アセンブリ６４、および二つ のドッキングノード６８を含む。 さらに、支持体７４を伴う二つの乗務員移動用トンネル６６も追加した。移動 用トンネル６６は、機体外側の無重力ドッキングステーションを中央ドッキング ノード６８に接続する。移動用トンネル６６およびノードアセンブリ６８は、ド ッキングおよび乗務損移動時には与圧される。 図５、６、および７に示す構成Ｃでは、二つのロケット６０がロケット支持ト ラスアセンブリ５６に搭載されて側方に設置される。ロケット支持トラスアセン ブリ５６は左舷梁から右舷梁まで延び、主電磁性軸受アセンブリ４４の湾曲に沿 う。ロケット６０は、左舷および右舷後半部にて支持トラヌアセンブリ５６上に 配置される。 図８、９、１０、および１１に示す構成Ｄでは、四つのロケットが、構成Ｃと 比較してさらに後方にて、電磁性軸受アセンブリ４４上に設けられたロケットト ラス支持アセンブリ５６に搭載されて船尾に設置される。二つのロケットは５時 の位置に、他の二つのロケットは７時の位置に搭載される。二つのロケット６０ はパイロン７４上にて主電磁性軸受アセンブリ４４の上面に、他の二つのロケッ トはパイロン７４上にて主電磁性軸受アセンブリ４４の下面に、ピギーバック状 に取り付けられる。宇宙船／宇宙ステーションの運転 宇宙船としては本発明は、軌道の変更、もしくは月またはより遠くの物体まで の宇宙飛行などの並進移動の際に、二つまたは四つの推進ロケット６０を使用す る。それらの移動時における姿勢制御は、図示していない一対のスラスタを用い て実施される。宇宙船としては、本発明は月での任務における輸送手段および補 助船として理想的である。 宇宙ステーションとしては本発明は、宇宙観測、並びに多様な重力環境におけ る科学的および技術的実験のセンターである。また、他の宇宙船のためのドッキ ング設備も有する。 重力１Ｇでの実験は、回転するスポーク・車輪モジュールネットワークの円周 部分における周縁副モジュール８にて実施できる。１ＧとゼロＧとの間の部分重 力での実験は、回転モジュールネットワークの半径内の異なる位置におけるスポ ークモジュール８にて実施できる。無重力での実験は、中央鉛直主モジュール２ 、または車輪状モジュール外の静止格納庫９０にて実施できる。 本発明の宇宙船／宇宙ステーションの設計では、ドッキング実施時に宇宙船／ 宇宙ステーションのいずれの部分の回転も停止させる必要はない。典型的にはス ペースシャトルである宇宙船のために、最少で二つ、最多で四つのドッキングス ペースが備えられる。 ドッキング動作時には、訪問するスペースシャトルが自身の移動用トンネルを 、水平トラス支持アセンブリ５４に設置される静止ドッキング捕捉リングアセン ブリ４２に位置合わせする。位置合わせ完了後、スペースシャトルの移動用トン ネルを伸張し、捕捉リングアセンブリ４２とかみ合わせ固定する。それにより、 スペースシャトルは宇宙船／宇宙ステーションに固定される。 この時、回転トンネル２５が、電力供給を受け、アクセストンネル４の回転に 合わせて回転される。回転が同期すると、トンネル４および２５はかみ合わされ 、続いて電力駆動の圧力封止アセンブリ２１によって互いに固定される。アセン ブ リ２１は、アクセストンネル４の機体外側縁部に、等間隔にて設けられた円周ジ ャッキねじ２２を有する。ジャッキねじ２２は作動されると、それらがかみ合う 等間隔にて設けられた自動位置合わせナット２８内へ移動する。自動位置合わせ ナット２８は、回転トンネル２５の機体内側方向の縁部に等間隔にて設けられた 穴の内部に位置する。以上の動作により、所望の封止が達成される。トンネルは かみ合わされ封止されると与圧され、それにより乗務員の移動が実施できる。 本発明の精神から逸れることなく、数々の他の変更および修正が実施できる。 したがって、本明細書にて説明し添付の図面にて図示した本発明の形態は例示的 であるのみで、以下の請求の範囲に詳述する本発明の範囲を制限することを意図 しないと理解されるべきである。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Gyroscope-type spacecraft / space station with docking mechanism Technical field The present invention relates to a new type of spacecraft that is also a space station. The present invention particularly comprises support structures for (1) guided gravity and weightless compartments and modules, and (2) propulsion rockets and motion thrusters, and further provides a convenient docking mechanism and satellite repair. And a spacecraft having a repair hangar. Background art Space stations currently in use or in the design phase are operated in zero gravity or finite gravity induced by rotation. When the space station is spinning, the docking spacecraft, such as the United States Space Shuttle, must match the approach speed to the space station's translational and rotational speeds. It requires very advanced maneuvering techniques, expensive computer programs, and additional rocket fuel. A special inventor devised a solution to the problem of docking to a rotating space station. If the rotation of the space station is caused by the use of thrusters, stopping and restarting the rotation must consume fuel. Therefore, the number of docking operations is limited by the amount of stored fuel. Further, installation of additional equipment such as a repair hangar and a zero gravity module is not possible because of the imbalance of the rotating unit. Also, any additional device creates induced gravity, which is inconvenient when weightlessness is required. US patents which are background in the art include: 1964: 3,144,219 issued to Schnitzer, 1965: 3,169,725, issued to Berglund, 1967: No. 3,300,162 issued to Maynard et al., 1967: No. 3,332,640 issued to Nesheim, 1967: No. 3,348,352 issued to Cummings, 1969: Published to Fogarty No. 3,478,986, 1973: No. 3,744,739 issued to Weaver et al., 1977: No. 4,057,207 issued to Hogan, 1981: No. 4, issued to Thompson 299,066, and 1982: 4,308,699 issued to Slysh. Disclosure of the invention A primary objective of the present invention is to create a spacecraft and space station that achieves the cost and time savings required for space experiments or exploration projects. Another object is to provide a spacecraft / space station that can be resized by the construction of the module, so that a number of space science experiments can be performed simultaneously. A further object is to provide a spacecraft / space station that can perform experiments at zero gravity and full gravity simultaneously. It is another object of the present invention to improve the health and safety of spacecraft / station crew injuries by avoiding known biological hazards due to weightlessness, such as calcium deficiency in the skeleton and space sickness. Yet another object is to create a spacecraft / space station that allows multiple docking in zero gravity. Another object is to provide a spacecraft / space station having a structure that allows the installation of various additional equipment. A further object is to provide an experimental model spacecraft / space station that will be the prototype of future commercial spacecraft and space stations. It is another object of the present invention to provide a spacecraft / space station having a repair hangar for recovering and repairing satellites at a non-rotating mass part. Another object of the present invention is to provide a spacecraft / space station capable of setting an astronomical observatory in outer space. In addition, it is an object of the present invention to provide a spacecraft / space station that can be used to collect large space waste from past launches, thereby contributing to the elimination of navigational hazards. To achieve the above objectives, a spacecraft / space station complex was devised. It can be used as a spacecraft for navigation between celestial bodies, or as a space station that orbits near Earth. This spacecraft / space station is ideal as a transport and auxiliary station for lunar missions. When functioning as a spacecraft, two or four propulsion rockets are used for translation and a pair of thrusters are used for attitude control. When functioning as a space station, only a pair of thrusters are used to maintain position. The spacecraft / space station of the present invention is capable of four configurations, A, B, C, and D. The differences between these configurations are (1) the location of the propulsion rocket, (2) the number of rockets, and (3) the additional docking station for the visiting spacecraft. In all configurations, the position of the rocket is determined to maximize the distance from the crew position for maximum security. As a result, when using the propulsion force of nuclear power, a sufficient space for the protective shield can be secured without sacrificing the space in the crew contribution area and without adding weight to the rotating module. Adding weight to the rotating module increases the power required by the electromagnetic bearing assemblies. In configuration A, a pair of rockets are provided on either side of the longitudinal centerline at the back of the spacecraft / space station. In the configuration B, a pair of rockets are installed at the same position, but differ from all other configurations in that a weightless docking station is added. In configuration C, two rockets are mounted on the side. In configuration D, four rockets are installed at the rear. To provide a variety of gravitational environments from zero G to one earth G, certain components of the spacecraft / space station are rotated to generate finite gravity, while other portions are stationary to form weightless portions. ing. At the center of the spacecraft / space station is a zero-G or micro-G vertical main module, which is an elongated hollow cylinder. To this vertical main module is mounted a spoked wheel-like horizontal network of sub-modules, also substantially hollow cylindrical. The sub-module will be used as a boarding room, laboratory, workshop, communication center, flight control, and warehouse. Depending on the activities performed on the spacecraft / space station, the number of modules can be changed by changing the number of spokes in the spoked wheel network. Rotation of the primary and secondary modules is achieved by magnetic levitation by three electromagnetic bearing assemblies. Each electromagnetic bearing assembly is essentially a rotating inner ring disposed within a stationary outer ring, driven by on-machine power supply. By using electrical power instead of thrusters for the generation of rotation, the need for extra thruster fuel for rotation is eliminated. Depending on the rotation speed and the position within the radius around the main module, finite gravity up to 1 G is generated in the sub-module. Also, the weightless stationary portion of the electromagnetic bearing assembly is connected to the truss support assembly. The truss support assembly forms a framework for mounting mechanical bearings for the rotating module along a vertical axis. The weightless truss support assembly supports a stationary pylon to which the propulsion rocket, hangar equipment, antennas, and all other assemblies requiring a weightless environment are fixed. A motion (maneuver) thruster is mounted on the weightless stationary portion of the electromagnetic bearing assembly that connects to the truss support assembly. The other zero gravity or microgravity region is only the central main module. The crew quarters are located in a 1G environment at the periphery of the secondary module spoke wheel network for health reasons. Included in the weightless section outside the wheeled module network are two or four docking stations for spacecraft such as the United States Space Shuttle to visit. The spacecraft / space station is designed with a multipurpose hangar. This multipurpose hangar may be used for satellite retrieval and repair, or for space-based astronomical observatories, gravity-free testing laboratories, warehouse areas for long-term flights, or the manufacture of goods that require weightlessness. It may be used as equipment. In addition, artificial space waste from past space launches may be recovered, thereby reducing the likelihood that the spacecraft will collide with space waste. The spacecraft / space station will be equipped with a meteor shield that also functions as a solar thermal shield. A solar panel can also be attached to the outer surface of the meteor shield. When using nuclear power for propulsion, there is sufficient room to shield the reactor, which can be located in a separate module as far as possible from the crew quarters. In the event of an accident, the atomic module can be dumped. Many of the assemblies that make up the spacecraft / space station of the present invention are symmetrical and interchangeable, thereby reducing construction time and costs. These assemblies are designed to be launched on the space shuttle. However, the central vertical main module may need to be launched separately in a protective storage mechanism. There are three possible locations for propulsion rockets. Solar panels for the generation of electricity for use on the aircraft can also be located outside the fuselage of the vertical truss support assembly. The spacecraft / space station is designed to be constructed using modern technology and currently available subassemblies. It does not require a technological breakthrough. The design can be developed and modified in future generations, thereby increasing the value of the design and reducing operating costs. BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES In the drawings, there are shown four configurations of the basic design of the spacecraft / space station, labeled "A", "B", "C", and "D". FIG. 1 is a plan view showing a configuration A in which two propulsion rockets are mounted on the back surface. FIG. 2 is a side view showing the configuration A. FIG. 3 is a front view showing the configuration A. FIG. 4 is a front view showing a configuration B having two rear rockets and capable of docking four space shuttles. FIG. 5 is a plan view showing a configuration C including a side-mounted rocket mounted on a pylon. FIG. 6 is a front view showing the configuration C. FIG. 7 is a side view showing the configuration C. FIG. 8 is a plan view showing a configuration D in which four rockets are mounted in two pairs in a piggyback (shoulder) state. FIG. 9 is a side view showing the configuration D. FIG. 10 is a rear view showing the configuration D. FIG. 11 is a side view showing the configuration D showing the docking operation of the two aircraft. FIG. 12 is a cutaway view showing the lower access tunnel and the rotationally coupled tunnel of the main module during the docking movement of the space shuttle with the spacecraft / space station. FIG. 13 is a cutaway view showing the upper and lower rotating tunnel assemblies. FIG. 14 is an exploded view showing the upper and lower rotating tunnel assemblies. FIG. 15 is an exploded view showing an upper end and a lower end of the main module. FIG. 16 is a cutaway view showing the upper and lower ends of the main module. FIG. 17 is a cutaway view showing the installation of the telescopic rotary tunnel. FIG. 18 is a cutaway view showing an extended state and a contracted state of the telescopic rotary tunnel. FIG. 19 is a cutaway view showing a pressure sealing assembly used to seal a module access tunnel to a rotating tunnel. FIG. 20 is a side view showing the truss support assembly. FIG. 21 is a front view showing the truss support assembly. FIG. 22 is a cutaway view showing the rotating assembly with the support structure and the rocket removed. FIG. 23 is a side view showing the rotating assembly in a state where the two space shuttles are docked, and shows a path on which a crew member can move. FIG. 24 is a side view showing a spacecraft / space station having satellite repair hangars in two designs. FIG. 25 is a left side view and a right side view showing a spacecraft / space station provided with two solar panels on each side. BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION FIG. The spacecraft / space station assembly of the present invention, generally designated 1, It is a top view which shows the structure A of a rocket back-mounted type. The central hub portion of the assembly 1 The vertical module 2. Access to assembly 1 This takes place through access tunnels 4 located at the upper and lower ends of the module 2. Module 2 is on the center line, It has a port that includes a node assembly 68 or an airlock 72. Sub-module 8 Connected to the node assembly 68 or the airlock 72, Form the spokes of the wheel. At the end of the spoke forming sub-module 8 in the outer direction of the fuselage, Another sub-module 8 having a port on the center line facing the fuselage side is connected, An oblique connection is formed. These diagonal connections are Has ports at both ends, These ports connect the diagonal connection to another node or sub-module 8, Form the rim of the wheel structure. A pylon assembly 70 is fixed to a side surface of the outer module 8 in a direction outside the fuselage. further, The outer side surface of the pylon assembly 70 is connected to the main electromagnetic inner magnetic ring 46, It forms the rotating part of the assembly 1. The ring 46 Supported on an electromagnetic bearing assembly 44. Two vertical truss support assemblies 50, One on each side of assembly 1, Mounted on the upper and lower surfaces of support assembly 44. Each vertical truss support assembly 50 includes: The lower ends of one of the two oblique truss support assemblies 52 are connected. At the upper end of each oblique truss support assembly 52, The outer ends of one of the two horizontal truss support assemblies 54 are fixed. Of the two horizontal truss support assemblies 54, One on top of assembly 1, The other is located below assembly 1. Assembly 50, 52, And 54 are joined, Form four truss bridges extending across the width of the assembly 1. Of the four truss bridge bodies, Two on the top of the assembly 1 Two are located at the bottom of the assembly, Each is located in front of and behind the horizontal centerline of the assembly. The rear horizontal truss support assembly 54 includes: Two rear truss support assemblies are connected on the left and right. The longitudinal truss support assembly 82 includes: It is located on the left and right of the longitudinal center line of the assembly 1. The assembly 82 is two-thirds away from the front end, Attached to the rear horizontal truss support assembly 54. A rear vertical truss support 78 is connected to the lower side of the assembly 82, Rear vertical truss support 78 is secured to the upper surface of main electromagnetic bearing assembly 44. On the lower rear surface of the vertical truss support 78, The lower end of the rear oblique truss support 80 is connected. On the lower front surface of the vertical truss support 78, The rear lower end of the front oblique truss support 80 is fixed. The front end of the rear oblique truss support 80 is It is attached to the front lower end of the vertical truss support 78. At the back of the rear truss support assembly, The rear truss complex It supports a rocket 60 that supplies the propulsion of the assembly 1. FIG. Of assembly 1 It is a side view of the structure A which is a structure mounted on the back of a rocket. The vertical position at the center is The main vertical module 2. At the upper and lower ends of module 2, An access tunnel 4 is provided which allows access to the assembly 1. Sub-module 8 Mounted radially perpendicular to module 2, Installed in a hub-spoke configuration. The attachment means Node assembly 68 or airlock 72. The outer sub-module 8 Connected at right angles to the inner sub-module 8, Form a wheel shape. A side surface of the outer sub-module 8 in a direction outside the fuselage; On the longitudinal center line, The pylon assembly 70 is fixed. The side of the pylon assembly 70 in the fuselage outer direction is: It connects to the inner side surface of the inner rotating magnetic ring 46 of the electromagnetic bearing assembly. The upper and lower electromagnetic bearing assemblies 10 Not shown for clarity. The rotating modules 2 and 8 The small meteor shield 84 covers. The shield 84 Also functions as a solar heat shield, It can be mounted on the truss support 54 or on the rotating modules 2 and 8. On the upper and lower surfaces of the main electromagnetic bearing assembly 44, Truss support 50, 52, And 54 are fixed. The vertical truss support 50 is attached to the main bearing assembly 44, The upper inner surface of the vertical truss support 50 Connects to the lower outer surface of diagonal support assembly 52. The upper inside surface of the assembly 52 Connects to the outer end of horizontal truss support assembly 54. The horizontal truss support assembly 54 Upper and lower magnetic bearing supports 16 (not shown) are supported for clarity. FIG. Of assembly 1 It is a front view which shows the structure A which is a structure mounted on the back of a rocket. The main vertical module 2 is shown in the center. An access tunnel hatch assembly 6 is provided at its upper end and lower end, An access tunnel 4 is provided along the vertical axis of the hatch assembly 6 toward the outside of the fuselage. Outside of Access Tunnel 4 Upper and lower electromagnetic bearing assemblies 10 are located. They are, The main electromagnetic bearing assembly 44 assists in generating an electromagnetic field that produces a levitation effect and rotational movement. Outside the bearing 44, A bearing support assembly 18 is located. Radially from the center of the main module 2, The secondary module 8 is installed to form a hub and spokes. Sub-module 8 In main module 2, And sub-modules, The connection is made via the node assembly 68 or the air lock 72. The inner sub-module 8 Installed at right angles to the main module 2, Form spoke parts. The outer sub-module 8 Connection port Both ends, One is provided on the center line of the module 8 on the center side of the fuselage. The outer sub-module 8 Connected to the inner module 8 by a centerline port, Form the rim of the rotating wheel. On the longitudinal center line of the surface of the outer sub-module 8 in the fuselage outward direction, A pylon assembly 70 is provided. Module 2 through the pylon assembly 70 It connects to the inner rotating magnetic bearing 34 of the main electromagnetic bearing assembly 44. The main electromagnetic bearing assembly 44 Outer stationary magnetic ring 48, Inner rotating magnetic ring 46, And a bearing housing 49. On the upper and lower surfaces of the main electromagnetic bearing assembly 44, A vertical truss support assembly 50 is mounted. Diagonally above and inside, A diagonal truss support assembly 52 is installed, The oblique truss support assembly 52 connects to a horizontal truss support assembly 54. On the upper surface of the horizontal truss support assembly 54, A rocket support pylon 56 is installed. Rocket support pylon 56 Support rocket 60, The thrust load of the rocket 60 is distributed. Rocket 60 It is mounted on a rocket support cradle 58 installed on a pylon assembly 70. The support cradle 58 is cylindrical, A sleeve shape divided at the center of the longitudinal center line of the assembly 1; The rocket 60 fits there. The cradle 58 may be fixed by bolts, A quick release latch may be provided. Cradle 58 further Also functions as a shield against small meteors and solar heat. Outside the access tunnel 4 at the lower end of the main module 2, An optional node assembly 68 is provided. This node assembly 68 When adding a lower docking station to the port and starboard beams of assembly 1, It is fitted on a rotating tunnel 25. To keep the figure clear, The meteor shield 84 is omitted in FIG. FIG. Of assembly 1 It is a front view which shows the structure B which is a structure mounted on the back of a rocket. The difference from Configuration A is Two docking stations have been added to the port and starboard beams. The added assembly is Attached to the lower part of the lower front truss support 50 and the lower oblique truss support 54, Left and right truss support assemblies 62. On the lower surface of the additional truss assembly 62, A node support assembly 68 is installed having a docking capture ring 42 at the lower end for docking the shuttle. The outer docking node 68 becomes the central docking node 68, The connection is made through left and right tunnel assemblies 66 fixed by a tunnel support 74. The meteor shield 84 It is omitted for clarity. FIG. It is a configuration of rocket side loading, It is a top view which shows the structure C of the spacecraft / space station of this invention. Configuration A, B, And D Rocket 60 is located at the port and starboard rear half of assembly 1. There is no rear truss support assembly, The truss support and the pylon constitute an integral unit 56. The integrated unit 56 Extends from the horizontal centerline of the electromagnetic bearing assembly 44 to the rear at the full width; Stretch backward semicircular. Rocket 60 It is mounted on the unit 56. FIG. FIG. 10 is a front view showing a configuration C in which the rocket 60 is mounted on the pylon 56 fixed to the upper and lower front vertical truss assemblies 50 and the main electromagnetic bearing housing 49. Upper and lower front oblique truss supports 52, Also shown is the horizontal truss support assembly 54. The main vertical module 2 is located in the center, The horizontal sub-module 8 is arranged radially from the main vertical module 2. Air lock 72, A module 8 connected to the inner magnetic rotating ring 34 of the main bearing, Pylon 70, Main electromagnetic bearing assembly 44, And a meteor shield assembly 84 is also shown. An access hatch 6 is provided on the upper and lower parts of the main vertical module 2, Upper and lower access tunnels 4 are provided outside the fuselage of the access hatch 6. Furthermore, outside the access tunnel 4, Upper and lower electromagnetic bearings 10 are mounted. Outside the bearing assembly 44, The bearing support 18 is fixed. The docking node 68 It is located at 12 o'clock and 6 o'clock. FIG. It is a side view which shows the structure C in which the submodule 8 was fixed to the center module 2 via the air lock 72. Outside the sub-module 8, The electromagnetic inner rotating ring 34 and the pylon 70 are connected. An access tunnel 4 is shown at the upper and lower ends of the main module 2. Along the horizontal centerline, A main electromagnetic bearing assembly 44 is located. Along the vertical centerline, Front and rear main truss support assemblies 50; 52, And 54 are shown. The rocket 60 is located behind the horizontal center line. A meteor shield 84 over the rotating module assembly is also shown. FIG. It is a configuration mounted on the back of the rocket, It is a top view showing composition D of the spacecraft / space station of the present invention. The difference between Configuration D and other configurations is The point is that the pylon 70 and the rocket 60 are arranged behind the assembly 1. The configuration ahead of the pylon 70 is Configuration A, B, And C are the same The function is the same. in the center, The upper access tunnel 4 and the main vertical module 2 are shown. The outer ends of the front and rear horizontal truss support assemblies 54 include: Connects to the inner end of angled truss support assembly 52. Further, the oblique truss support assembly 52 includes: It connects to the upper end of the vertical truss support assembly 50. The lower end of the assembly 50 Connected to the upper and lower surfaces of the main electromagnetic bearing 44. The inner sub-module 8 Radially arranged with respect to the main vertical module 2, The main module 2 and the outer sub-module 8 are connected at right angles. By all sub-modules 8, A hub and spoke wheel configuration is formed. On the longitudinal center line of the outer side surface of the outer sub-module 8, A pylon assembly 70 is provided. The pylon assembly 70 A rotating inner magnetic ring 46 of the main electromagnetic bearing assembly 44; Upper access tunnel 4, Electromagnetic bearing 10, And its support. The meteor shield 84 It is omitted for clarity. FIG. It is a side view of the structure D. Main vertical module 2, Upper and lower access tunnels 4, and, A horizontal truss support assembly 54 with an outer end connected to the inner end of the diagonal truss support assembly 52 is shown. The outer end of the oblique truss support assembly 52 includes: It connects to the upper inside surface of the vertical truss support assembly 50. The other end of the vertical truss support assembly 50 is It is fixed to the electromagnetic bearing assembly 44. An inner sub-module 8 having ports at both ends, It is arranged radially with respect to the main vertical module 2. Sub-module 8 Connect to main module 2 at right angle, Form a hub and spoke structure. The outer sub-module 8 It is connected at right angles to the inner sub-module 8. The outer sub-module 8 has a connection port, One at each end, The third is on the center line of the aircraft center direction, Have a total of three. When the outer module 8 connects to the outer end of the inner module 8 to form a wheel shape, Modules 8 are connected to each other by airlock 72 or node 68. Meteor shield 84 which is also a solar heat shield, Further illustrated. At the rear end of the assembly 1, The rocket 60 is mounted on a rocket pylon support assembly 56 which is mounted on the rear half of the electromagnetic bearing assembly 44. Engine support cradle 58, Upper and lower secondary electromagnetic bearing assembly 10, And the associated bearing support assembly 18 Not shown for clarity. FIG. It is a rear view of the structure D. Optional upper and lower docking nodes 68 for docking are shown. The surface of the node 68 facing the inside of the fuselage It is mounted outside the upper and lower access tunnels 4. further, Main module 2; An airlock 72 connecting the submodules 8 to one another is shown. The outer module 8 It connects to a pylon assembly 70 that connects to the inner rotating main electromagnetic ring 34. On the upper and lower surfaces of the electromagnetic bearing assembly 44, The upper and lower vertical truss support assemblies 50 are secured. The upper and lower vertical truss support assemblies 50 include: Connected to the outer end of the oblique truss support assembly 52, The inner end of the oblique truss support assembly 52 Connects to the outer end of horizontal truss support assembly 54. On the rear horizontal center line of the main electromagnetic bearing assembly 44, A rocket support pylon assembly 56 is installed. On pylon 56, Two rockets 60 are mounted in a piggyback (shoulder) state. The lower small figure is FIG. 4 is an exploded view showing the rocket pylon 56 and the engine pylon truss support assembly 74; This shows a state in which the rocket 60 is mounted on the rocket pylon 56. FIG. It is a side view of the structure D. This shows a state where two space shuttles are docked to the assembly 1. One shuttle is as usual Docked approaching from below and in front of the spacecraft / space station. Another shuttle, I approached upside down from behind a spacecraft / space station. The arrow behind the rocket 60 4 shows the clearance distance between the shuttle vertical stabilizer and the pylon support assembly 74. FIG. The lower part of the main vertical module FIG. 2 is a cutaway view showing a cross section along an access tunnel hatch 6 attached to the access tunnel 4. Also shown is a lower rotating non-retractable tunnel assembly 25 mounted on the tunnel support 18. The docking capture ring 42 It is located outside the fuselage of the rotating tunnel 25, It is attached to a tunnel magnetic bearing support 38. The space shuttle Below the rotating tunnel 25 and the docking ring 42, It is positioned relative to the docking capture ring 42 for docking. FIG. FIG. 3 is a cutaway view showing a non-rotatable tunnel assembly 25. The rotating non-telescopic tunnel assembly 25 includes: A pressure-sealed hollow cylinder, Rotate in another cylinder with a larger inner and outer diameter. The pressure boundary is It is constituted by two sealed bearings 30. The inner diameter of the sealed bearing 30 is The tunnel 25 is designed to be pressed into the sealed bearing 30. The outer diameter of the sealed bearing 30 is It fits the inside diameter of the rotating tunnel supports 38 and 40 which also support the magnetic bearing assembly 44. On the upper surface of the rotating tunnel 25, A raised ring with equally spaced holes is built in. When the rotating tunnel 25 and the main module access tunnel 4 rotate at the same speed, The tunnel 25 is fixedly engaged with the tunnel 4 by the hole. The tunnel 25 In operation, it is rotated by its own electromagnetic bearing assembly 33 that provides levitation and propulsion. The electromagnetic bearing 10 of the tunnel 25 Inner rotating magnetic ring 34, Outer stationary magnetic ring 36, Upper bearing support 40, Lower bearing support 38, And related electrical circuits. The side surface of the support 40 facing the fuselage center side along the vertical axis Attached to horizontal truss support assembly 54. On the lower surface of the bearing support 38, A docking capture ring 42 is installed. FIG. FIG. 3 is an exploded view showing a non-telescopic rotary tunnel assembly 25; A tunnel 25 is shown in the center. Tunnel 25, as shown, It may be composed of two parts, an upper half and a lower half. Two sealing pressure boundary bearings 30, one bearing 30 in the upper half and the other bearing 30 in the lower half, are installed, Only one bearing 30 is required to form the pressure boundary. The second bearing 30 This is to make the maintenance of pressurization safer. On the upper surface of the upper half of the rotating tunnel 25, A raised ring having equally spaced holes is provided. Below that, An automatic centering nut 28 for receiving the insertion of the rotary jack screw 22 is located. The rotating jack screw 22 Drive the circular pressure seal assembly 21. The circular pressure sealing assembly 21 includes: In the main module access tunnel 4 that rotates with the spacecraft 1, The rotary tunnel 25 is engaged and sealed. Below the lower sealed bearing 30, There is a stationary docking capture ring assembly 42 that connects to the lower end of the electromagnetic bearing assembly support. The electromagnetic bearing assembly support is semi-cylindrical; The two halves 38 and 40 form a cylindrical shape. The inner surfaces of the halves 38 and 40 are cylindrical in shape, The outside may be cylindrical or rectangular. Above the lower bearing support 38, An upper bearing support 40 is located. The upper bearing support 40 is similar in design to the lower support 38, but However, the height is larger. Both supports 38 and 40 have a semi-circular cut-out, When the two supports 38 and 40 are engaged, the electromagnetic bearing assembly 31 is housed in the cut portion. An electromagnetic bearing stationary outer ring 36, An inner rotating magnetic ring 34 fixed to the outside of the rotating tunnel 25 to form an integral rotating unit is shown. FIG. FIG. 4 is an exploded view showing the lower access tunnel 4 of the main vertical module assembly. On the center side of the fuselage in Tunnel 4, A tunnel hatch 6 is attached. Outside of tunnel 4, A rotating inner magnetic ring 12 that rotates within an outer stationary magnetic ring 14 is provided. The inner and outer magnetic links 12 and 14 and associated circuitry form the electromagnetic bearing assembly 10, The electromagnetic bearing assembly 10 is located within a bearing housing 16. The bearing housing 16 consists of two parts, On the surface where they join each other at the horizontal centerline, A semicircular resection is provided. The inner surface of the housing 16 is cylindrical, It fits around magnetic rings 12 and 14. The upper and lower portions of the housing 16 are mirror images of one another, Designed to be compatible. The outer surface of the support 16 may be circular, A rectangular design is more convenient in connection with the bearing assembly support 18 which connects to the horizontal truss support 54. Below access tunnel 4, A docking capture ring assembly 42 is shown. This ring assembly 42 Only used if a telescopic rotary tunnel with a capture ring is also mounted on the space shuttle side. If both tunnels have the same rotation speed, The space shuttle tunnel extends toward the access tunnel 4 of the spacecraft 1. The catch rings engage each other, The space shuttle is connected to the spacecraft 1. The upper access tunnel 4 of the spacecraft 1 It has the same structure and function as described above. FIG. FIG. 4 is a cutaway view showing the lower access tunnel area of the main module and the lower electromagnetic bearing assembly. Main module 2, Lower access tunnel 4, And the tunnel hatch 6 is illustrated. At the bottom of the access tunnel 4, A tunnel pressure sealing assembly 20 for fixing and sealing the access tunnel 4 to the rotating tunnel 25 is provided. The rotation tunnel 25 is located outside the fuselage of the access tunnel 4, Secured to horizontal truss support assembly 54. The sealing assembly 20 It is not used for the rotary telescopic tunnel assembly 26 mounted on the space shuttle. Outside of tunnel 4, An inner rotating magnetic ring 12 that rotates within an outer stationary magnetic ring 14 is provided. A magnetic bearing housing 16 surrounds and houses the electromagnetic bearing 10. The bearing housing 16 is at the horizontal center line, Separate into two components that are mirror images. The inner surface of the housing 16 is circular, Form a semicircular resection with the lower surface, The electromagnetic bearing assembly 10 including the inner ring 12 and the outer ring 14 is housed therein. For clarity, The magnetic bearing housing support 18 is not shown. FIG. FIG. 4 is a cutaway view showing a rotary telescopic tunnel assembly 26; The elastic part is shown in the upper center. An automatic positioning nut 28 that receives the power-driven jack screw 20 It is fixed inside at the lower surface of the elastic part. The expansion / contraction part is driven upward by the jack screw 20 to extend, Further, it is driven downward and contracts into the rotary tunnel housing 32. The jack screw 20 mechanism It is fixed to the lower end in the housing 32. Close to the top and bottom of the outer surface of housing 32, Two sealed bearings 30 are located. When the tunnel 26 operates, the sealed bearing 30 Form a seal to prevent pressure loss from the shuttle to outer space, Configure the pressure boundary. In the rotary telescopic tunnel 26, An upper and lower electromagnetic bearing assembly 33 is provided that functions similarly to the other bearings of the assembly 1. The inner rotating magnetic ring 34 It rotates within the stationary magnetic ring 36. These rings are Connected to three bearing housings. The central housing 40 is longer than the other of the three, The upper and lower housings 38 are identical and interchangeable. Tunnel hatch 6 It is fixed to the tunnel housing assembly 32. Space shuttle hatch 6 Connected to the space shuttle. The rotary telescopic tunnel assembly 26 includes: Connected to the space shuttle internal structure. To keep the figure clear, The docking catch ring assembly 42, which should be located at the upper end of the rotatable tunnel 26, is not shown. FIG. 18 is a cutaway view showing the rotary telescoping tunnel assembly 26, The expanded state and the contracted state of the tunnel 26 are shown. Other elements are This is the same as that shown in FIG. FIG. FIG. 4 is a cutaway view showing the pressure sealing assembly 20 of the rotating tunnel 26. The sealing assembly 21 The main module 2 is fixed to the lower end of the access tunnel 4. The operation is This is performed by power-driven jack screws 22 provided at equal intervals in a circular shape. The rotating tunnel 26 has a raised ring-shaped surface at the upper edge, The surface is similarly provided with holes in a ring shape at equal intervals. Automatic positioning nut 28 It is mounted in a circular arrangement of holes inside the rotating tunnel 26. The jack screw 22 When activated, Moving toward the rotating tunnel 26, The pressure seal 24 is driven to the rotary tunnel assembly 26 side. On contact, The jack screw 22 enters the hole and enters the automatic positioning nut 28 by the screw motion. An integral sealed rotation unit is formed. The illustration shows The lower part of the access tunnel 4 and the upper part of the rotating tunnel assembly 26. FIG. FIG. 2 is a side view showing a configuration A of a spacecraft / space station of the present invention mounted on a rear surface. Shown is a front vertical truss support assembly 50 that connects to the upper and lower surfaces of the electromagnetic bearing assembly 44. Truss support assembly 50 and bearing assembly 44 include: The oblique truss support assembly 52 and the horizontal truss support assembly 54 are connected. The resulting bridge body, Spanning the full width just in front of and just behind the horizontal centerline of assembly 1; Two parallel structures spanning the width of the assembly 1 are formed. Parallel longitudinal support assemblies 82 Fixed at a right angle to the rear horizontal truss support assembly 54. that time, The front end of the longitudinal support assembly 82 Connects to the rear end of horizontal truss support assembly 54. The rear vertical truss support assembly 78 includes: It is fixed at a distance of two thirds from the front end of the lower surface of the longitudinal support assembly 82. The lower end of the rear vertical truss support assembly 78 is On the upper surface of the main electromagnetic bearing 44, Connect at 5 o'clock and 7 o'clock. At the lower rear of the vertical truss support 50, The front end of the rear oblique truss support assembly 52 connects. The rear end of the rear oblique truss support assembly 52 is Connects to the lower rear end of longitudinal support assembly 82. The front rear longitudinal truss support 76 includes: It is fixed to the lower front part of the rear vertical truss support 78. The front end of the rear front longitudinal truss support 76 is: It connects to the rear of the rear horizontal truss support 54 and to the front end of the longitudinal truss support 76. The figure in the lower right corner is It is a right view of a truss assembly. The left and right longitudinal truss supports Compatible. FIG. FIG. 4 is a front view showing the front and rear front truss support assemblies. A vertical truss 50, Diagonal truss 52, And a central portion of the horizontal truss 54. FIG. 22 is an exploded view of FIG. The rotating part of the assembly 1 is shown with some components omitted. At the central 12 o'clock and 6 o'clock positions, Upper and lower main module electromagnetic bearings 10 are arranged. On the center side of the bearing, There is an access tunnel 4. Main module 2 The sub bearing assembly 10 and the sub module assembly 8 are The connection is supported by an air lock 72. Outside the outer sub-module 8 There is a module 8 that connects to a magnetic ring pylon 70 that connects to the main electromagnetic bearing assembly 44. FIG. FIG. 2 is a side view of the assembly 1 showing the two docked shuttles; A description will be given of a movement route that can be used in the case of crew movement or emergency evacuation. Optional docking node 68, Main module 2, Sub-module 8, Air lock 72, And an access tunnel 4 are shown. Everything except these It has been omitted for clarity. FIG. FIG. 2 is a side view of the assembly 1. Although it can be mounted on the assembly 1 of the present invention, 2 shows two designs of a repair hangar 90 that cannot be mounted on another rotary space station. In the figure on the left, Fixed by truss supports 86, Shown is a cylindrical “A” version of the hangar 90 with the door 88 opened outward and upward by two actuators 92. To balance the load, A truss support extending forward in the form of a horizontal support 54 installed facing the bow and stern; A vertical support 50 has been added. In the picture on the right, A rectangular “B” version of the hangar 90 is shown. With a flat bottom, No truss support is required for fixing. The door 88 is opened outward and upward by two actuators 92. This version also Additional truss supports 52 and 50 are provided to distribute the load. The size of the hangar 90 is Limited by the size of the spacecraft / space station 1. FIG. It is a right and left side view showing the assembly 1. A solar panel 94 that converts solar energy into electrical energy for on-board use, Mounted on a supporting truss structure. Spacecraft / Space Station Configuration Description The spacecraft / space station of the present invention is capable of four configurations, A, B, C, and D. The differences between these configurations are (1) the location of the propulsion engine or rocket, (2) the number of rockets, and (3) additional docking stations for visiting spacecraft. The location of the rocket in all configurations has been determined to maximize the distance between the crew and other structures for maximum security. As a result, when using the propulsion force of nuclear power, a sufficient space for the protective shield can be secured without sacrificing the space in the crew contribution area and without adding weight to the rotating module. Adding weight to the rotating module increases the power required by the electromagnetic bearing assembly. Configuration A shown in FIGS. 1, 2, and 3 is a more preferred embodiment. Rockets 60 are provided on both sides of the rear longitudinal centerline, just forward of the rearward end of the electromagnetic bearing assembly 44. The rocket 60 is mounted horizontally on top of the horizontal truss support assembly 54 to minimize damage due to the rocket 60 jetting effect. Configuration B shown in FIG. 4 has the same rocket position as configuration A, but differs from all other configurations in that two weightless docking stations have been added to the port and starboard rear half on the horizontal centerline. The additional structure includes two triangular truss support assemblies 62, two docking node support assemblies 64, and two docking nodes 68. In addition, two crew transfer tunnels 66 with supports 74 have been added. A transfer tunnel 66 connects the weightless docking station outside the fuselage to a central docking node 68. The transfer tunnel 66 and the node assembly 68 are pressurized during docking and crew loss transfers. In the configuration C shown in FIGS. 5, 6, and 7, two rockets 60 are mounted on the rocket support truss assembly 56 and installed laterally. Rocket support truss assembly 56 extends from the port beam to the starboard beam and follows the curvature of main electromagnetic bearing assembly 44. The rocket 60 is located on the support trunnion assembly 56 at port and starboard rears. In configurations D shown in FIGS. 8, 9, 10, and 11, four rockets are mounted further back relative to configuration C on a rocket truss support assembly 56 provided on electromagnetic bearing assembly 44. Installed at the stern. Two rockets are at 5 o'clock and the other two are at 7 o'clock. Two rockets 60 are piggybacked on the pylon 74 on the upper surface of the main electromagnetic bearing assembly 44 and the other two rockets are mounted on the pylon 74 on the lower surface of the main electromagnetic bearing assembly 44. Spacecraft / Space Station Operation As a spacecraft, the present invention uses two or four propulsion rockets 60 during translational changes, such as changing trajectories or flying to the moon or more distant objects. The attitude control during the movement is performed using a pair of thrusters (not shown). As a spacecraft, the present invention is ideal as a transport and auxiliary ship on a lunar mission. As a space station, the present invention is a center for space observations and scientific and technical experiments in diverse gravitational environments. It also has docking facilities for other spacecraft. Experiments at 1 G gravity can be performed on the peripheral sub-module 8 in the circumferential part of the rotating spoke-wheel module network. Experiments with partial gravity between 1 G and zero G can be performed on spoke modules 8 at different locations within the radius of the rotating module network. Experiments in weightlessness can be carried out in the central vertical main module 2 or in the stationary hangar 90 outside the wheel-shaped module. With the spacecraft / space station design of the present invention, it is not necessary to stop the rotation of any part of the spacecraft / space station during docking. For spacecraft, which are typically space shuttles, a minimum of two and a maximum of four docking spaces are provided. During the docking operation, the visiting space shuttle aligns its transport tunnel with the stationary docking capture ring assembly 42 installed on the horizontal truss support assembly 54. After alignment is completed, the space shuttle travel tunnel is extended and engaged with the capture ring assembly 42 to secure. As a result, the space shuttle is fixed to the spacecraft / space station. At this time, the rotating tunnel 25 receives power supply and rotates in accordance with the rotation of the access tunnel 4. When the rotations are synchronized, tunnels 4 and 25 are engaged and subsequently secured together by a power-driven pressure seal assembly 21. The assembly 21 has circumferential jack screws 22 provided at equal intervals on the outer edge of the access tunnel 4. When the jack screws 22 are actuated, they move into equally spaced automatic alignment nuts 28 where they engage. The automatic alignment nut 28 is located inside a hole provided at an equal interval on an edge portion of the rotary tunnel 25 in the body inward direction. The above operation achieves the desired sealing. The tunnel is pressurized when engaged and sealed so that crew movement can be performed. Numerous other changes and modifications can be made without departing from the spirit of the invention. Therefore, it is understood that the forms of the invention described herein and illustrated in the accompanying drawings are exemplary only, and are not intended to limit the scope of the invention, which is set forth in the following claims. It should be.
【手続補正書】特許法第１８４条の８第１項 【提出日】平成１０年６月３日（１９９８．６．３） 【補正内容】 明細書 ドッキング機構を備えたジャイロスコープ式宇宙船／宇宙ステーション技術分野 本発明は、宇宙ステーションでもある新しい形態の宇宙船に関する。本発明は 特に、（１）誘導重力および無重力の区画およびモジュール、並びに（２）推進 ロケットおよび運動用スラスタ、のための支持構造体を備え、さらに、便利なド ッキング機構と、衛星の修理のための修理用格納庫とを有する宇宙船に関する。背景技術 現在使用中または設計段階にある宇宙ステーションは、無重力、あるいは回転 によって誘導される有限重力（finite gravity）にて運転される。宇宙ステーシ ョンが回転している場合、ドッキングする米国スペースシャトルなどの宇宙船は 、接近速度を宇宙ステーションの並進速度および回転速度に合わせなければなら ない。それには、非常に高度な操縦技術と、高額のコンピュータプログラムと、 追加のロケット燃料とを要する。 回転する宇宙ステーションへドッキングする際の問題点を解消するために、特 別な考案がなされた。宇宙ステーションの回転をスラスタの使用によって発生さ せる場合、回転の停止および再開始には燃料を消費しなければならない。したが って、保管燃料の量によってドッキング操縦の回数が制限される。さらに、回転 ユニットのバランスを崩すとの理由から、修理用格納庫および無重力モジュール などの追加装置の設置は不可能である。また、いずれの追加装置も誘導重力を生 じさせるため、無重力が必要な場合には不都合である。 本技術分野での背景となる米国特許には、以下が挙げられる： １９６４：Schnitzerに発行された第３，１４４，２１９号、 １９６５：Berglundに発行された第３，１６９，７２５号、 １９６７：Maynardらに発行された第３，３００，１６２号、 １９６７：Nesheimに発行された第３，３３２，６４０号、 １９６７：Cummingsに発行された第３，３４８，３５２号、 １９６９：Fogartyに発行された第３，４７８，９８６号、 １９７３：Weaverらに発行された第３，７４４，７３９号、 １９７７：Hoganに発行された第４，０５７，２０７号、 １９８１：Thompsonに発行された第４，２９９，０６６号、および １９８２：Slyshに発行された第４，３０８，６９９号。発明の開示 本発明の主な目的は、宇宙実験または探査プロジェクトに必要な費用および時 間の削減を達成する宇宙船兼宇宙ステーションを作成することである。 他の目的は、モジュールの建設によってサイズの変更が可能であり、それによ り数々の宇宙科学実験を同時に実施できる宇宙船／宇宙ステーションを提供する ことである。 さらなる目的は、無重力および最大重力（full gravity）での実験を同時に実 施できる宇宙船／宇宙ステーションを提供することである。 また、骨格におけるカルシウム欠乏および宇宙酔いなどの、無重力に起因する 既知の生物学的危険を回避することにより、宇宙船／宇宙ステーションの乗務員 の健康および安全を向上させることを目的とする。 さらに、無重力にて複数のドッキングを可能にする宇宙船／宇宙ステーション を作成することを他の目的とする。 他の目的としては、さまざまな増設装置の設置を可能にする構造を有する宇宙 船／宇宙ステーションを提供することが挙げられる。 さらなる目的としては、将来の商業用宇宙船および宇宙ステーションの原型と なる実験用モデルの宇宙船／宇宙ステーションを提供することが挙げられる。 また、衛星の回収および修理のための修理用格納庫を非回転質量部に有する宇 宙船／宇宙ステーションを提供することを目的とする。 さらに、宇宙空間における天体観測所の設置が可能な宇宙船／宇宙ステーショ ンを提供することを目的とする。 加えて、過去の打ち上げから出た大きな宇宙廃棄物の回収に使用でき、それに より航行の危険の除去に貢献できる宇宙船／宇宙ステーションを提供することを 目的とする。 以上の目的の達成のために、宇宙船・宇宙ステーション複合体が考案された。 これは、天体間の航行のための宇宙船としても利用できるし、あるいは地球近傍 の軌道を旋回する宇宙ステーションとしても利用できる。この宇宙船／宇宙ステ ーションは、月での任務における輸送手段および補助ステーションとして理想的 である。宇宙船として機能する際には、二つまたは四つの推進ロケットを並進用 に使用し、一対のスラスタを姿勢制御用に使用する。宇宙ステーションとして機 能する際には、一対のスラスタのみを位置保持用に使用する。 本発明の宇宙船／宇宙ステーションは、Ａ、Ｂ、Ｃ、およびＤの四つの構成が 可能である。これらの構成の違いは、（１）推進ロケットの位置、（２）ロケッ トの数、および（３）訪問する宇宙船のために増設したドッキングステーション である。すべての構成においてロケットの位置は、最大限の安全確保のため、乗 務屓の位置との間隔が最大になるよう決定されている。それにより、原子力によ る推進力を使用する場合に、乗務員領域の空間を犠牲にすることなく、また回転 モジュールに重量を加えることなく、保護シールドのための十分な空間を確保で きる。回転モジュールに重量を加えることは、電磁性軸受アセンブリ（electrom agnetic bearing assemblies）が要する電力を増加させてしまう。 構成Ａでは、一対のロケットが、宇宙船／宇宙ステーションの背面にて長手方 向中心線の両側に設けられる。構成Ｂでは、同じ位置に一対のロケットが設置さ れるが、無重力ドッキングステーションが増設されている点で、他のすべての構 成と異なる。構成Ｃでは、二つのロケットが側方に搭載される。構成Ｄでは、四 つのロケットが後部に設置される。 ゼロＧから１地球Ｇまでのさまざまな重力環境を設けるために、宇宙船／宇宙 ステーションの所定の構成部分は有限重力を発生させるよう回転され、同時に他 の部分は無重力部分を形成するよう静止されている。 宇宙船／宇宙ステーションの中心は、縦長の中空円筒形である、ゼロＧまたは 微少Ｇの鉛直主モジュールである。この鉛直主モジュールに、同じく実質的に中 空円筒形の副モジュールから成るスポーク付き車輪状の水平ネットワークが取り 付けられている。副モジュールは、乗務槓居住区、実験室、作業場、通信センタ ー、飛行制御部、および倉庫として利用される。宇宙船／宇宙ステーションにて 実施される活動に応じて、スポーク付き車輪状ネットワークのスポーク数を変更 することでモジュールの数を変更できる。 主および副モジュールの回転は、三つの電磁性軸受アセンブリによる磁気浮揚 により実現される。各電磁性軸受アセンブリは実質的には、静止する外側リング 内に配置された回転する内側リングであり、機上の供給電力によって駆動される 。回転の発生のためにスラスタの代わりに電力を使用することによって、回転の ために余分なスラスタ燃料を必要とせずに済む。回転速度、および主モジュール を中心とした半径内の位置に応じて、１Ｇまでの有限重力が副モジュールにて発 生される。 また、電磁性軸受アセンブリの無重力静止部分は、トラス支持アセンブリに接 続している。トラス支持アセンブリは、回転するモジュールのための機械的軸受 を鉛直軸に沿って取り付ける枠組みを形成している。 無重力トラス支持アセンブリは、推進ロケット、格納庫設備、アンテナ、およ び無重力環境を必要とするその他すべてのアセンブリが固定された静止パイロン を支持する。運動（マヌーバ）用スラスタが、トラス支持アセンブリに接続する 電磁性軸受アセンブリの無重力静止部分に設置されている。これら以外の無重力 または微少重力領域は、中央の主モジュールのみである。乗務員居住区は健康上 の理由により、副モジュールスポーク車輪ネットワークの周縁部における１Ｇ環 境に配置される。車輪状モジュールネットワーク外の無重力部分に、訪問する米 国スペースシャトルなどの宇宙船のためのドッキングステーションを二つないし 四つ含む。 本宇宙船／宇宙ステーションは、多目的格納庫を備えるよう設計されている。 この多目的格納庫は衛星の回収および修理に使用してもよいし、もしくは宇宙を 拠点とした天体観測所、無重力実験研究所、長期間飛行時用の倉庫区域、または 無重力を必要とする物晶の製造設備として利用してもよい。さらに、過去の宇宙 への打ち上げによる人工宇宙廃棄物を回収してもよく、それによって宇宙船が宇 宙廃棄物と衝突する可能性を低減できる。 宇宙船／宇宙ステーションには、太陽熱シールドとしても機能する流星シール ドが設置される。流星シールドの外側表面には、太陽電池パネルを取り付けるこ ともできる。推進のために原子力を使用する場合に、乗務員居住区から可能な限 り離れた位置の別モジュールに配置され得る原子炉をシールドするのに十分な空 間的余裕がある。事故が起きた場合には、原子力モジュールは投棄できる。 本発明の宇宙船／宇宙ステーションを構成するアセンブリの多くは対称的で互 換性があり、それにより建設にかかる時間と費用を削減している。これらのアセ ンブリは、スペースシャトルに載せて打ち上げられるよう設計されている。ただ し、中央鉛直主モジュールは、保護用の収納機構に入れて個別に打ち上げる必要 があるかもしれない。推進ロケットの位置としては三個所が可能である。機上で 使用する電気の発電用の太陽電池パネルは、鉛直トラス支持アセンブリの機体外 側に設置することも可能である。 本宇宙船／宇宙ステーションは、現代の技術および現在入手可能なサブアセン ブリを用いて建設できるよう設計されている。技術的躍進を必要とするものでは ない。本設計は将来の世代において発展および修正され得るものであり、それに より本設計の価値が増大され運転コストが低減される。図面の簡単な説明 図面において、「Ａ」、「Ｂ」、「Ｃ」、および「Ｄ」を付した、宇宙船／宇 宙ステーションの基本的な設計の四つの構成を示す。 図１は、二つの椎進ロケットを背面に搭載する構成Ａを示す平面図である。 図２は、構成Ａを示す側面図である。 図３は、構成Ａを示す正面図である。 図４は、二つの背面ロケットを有し四機のスペースシャトルのドッキングが可 能な構成Ｂを示す正面図であり、図４Ａにドッキングステーションの一つを示す 。 図５は、パイロン上に搭載された側方搭載ロケットを含む構成Ｃを示す平面図 である。 図６は、構成Ｃを示す正面図である。 図７は、構成Ｃを示す側面図である。 図８は、四つのロケットを２つのペアにてピギーバック（肩車）状態で搭載し た構成Ｄを示す平面図である。 図９は、構成Ｄを示す側面図である。 図１０は構成Ｄを示す背面図であり、図１０Ａはロケットパイロンおよびエン ジンパイロンスラスト支持アセンブリを示す分解図である。 図１１は、二つの機体のドッキング動作を表した構成Ｄを示す側面図である。 図１２は、スペースシャトルの宇宙船／宇宙ステーションとのドッキング運動 時における、主モジュールの下部アクセストンネルおよび回転結合トンネルを示 す破断図である。 図１３は、上部および下部回転トンネルアセンブリを示す破断図である。 図１４は、上部および下部回転トンネルアセンブリを示す分解図である。 図１５は、主モジュールの上端部および下端部を示す分解図である。 図１６は、主モジュールの上端部および下端部を示す破断図である。 図１７は、伸縮式回転トンネルの設置を示す破断図である。 図１８Ａおよび１８Ｂは各々、伸縮式回転トンネルの伸張した状態および収縮 した状態を示す破断図である。 図１９は、モジュールアクセストンネルを回転トンネルに封止する際に使用す る圧力封止アセンブリを示す破断図である。 図２０は、トラス支持アセンブリを示す側面図であり、図２０Ａに右側面図を 示す。 図２１は、トラス支持アセンブリを示す正面図である。 図２２は、支持構造体およびロケットを取り除いた状態で回転アセンブリを示 す正面図である。 図２３は、二機のスペースシャトルがドッキングした状態の回転アセンブリを 示す側面図であり、乗務員が移動可能な経路を示す。 図２４Ａおよび図２４Ｂは、二種類の設計による衛星修理用格納庫を有する宇 宙船／宇宙ステーションを示す側面図である。 図２５Ａおよび図２５Ｂは各々、各側に二枚の太陽電池パネルを設けた宇宙船 ／宇宙ステーションを示す左側面図および右側面図である。発明の実施の最適な形態 図１は、総括的に符号１を付した本発明の宇宙船／宇宙ステーションアセンブ リの、ロケット背面搭載型の構成Ａを示す平面図である。アセンブリ１の中央ハ ブ部分は、鉛直モジュール２である。アセンブリ１への出入りは、モジュール２ の上端部および下端部に位置するアクセストンネル４を通じて行われる。モジュ ール２は中心線上に、ノードアセンブリ６８またはエアロック７２を含むポート を有する。 副モジュール８が、ノードアセンブリ６８またはエアロック７２に接続され、 車輪のスポーク部分を形成する。スポークを形成する副モジュール８の機体外側 方向の端部には、機体中心側向き中心線上にポートを有する他の副モジュール８ が接続され、斜めの接続体を形成している。これら斜めの接続体は、両端にポー トを有し、それらのポートによって斜めの接続体は他のノードまたは副モジュー ル８に連結し、車輪構造のリム部分を形成する。 外側モジュール８の機体外側方向の側面にはパイロンアセンブリ７０が固定さ れる。さらに、パイロンアセンブリ７０の機体外側方向の側面は主電磁内側磁気 リング４６に接続し、アセンブリ１の回転部分を形成する。リング４６は、電磁 性軸受アセンブリ４４上に支持されている。二つの鉛直トラス支持アセンブリ５ ０が、アセンブリ１の両側に一つずつ、支持アセンブリ４４の上部および下部表 面上に取り付けられている。各鉛直トラス支持アセンブリ５０には、二つの斜め トラス支持アセンブリ５２のうちの一つの下端部が連結される。各斜めトラス支 持アセンブリ５２の上端部には、二つの水平トラス支持アセンブリ５４のうちの 一つの外側端部が固定される。二つの水平トラス支持アセンブリ５４のうち、一 方はアセンブリ１の上側に、他方はアセンブリ１の下側に位置する。 アセンブリ５０、５２、および５４は接合されると、アセンブリ１の幅に亘つ て延びた４つのトラス橋梁体を形成する。四つのトラス橋梁体のうち、二つはア センブリ１の上側に、二つはアセンブリの下側に位置し、それそれがアセンブリ の水平中心線の前方および後方に配置されている。後方の水平トラス支持アセン ブリ５４には、左右に二つの背面トラス支持アセンブリが接続される。 長手方向トラス支持アセンブリ８２は、アセンブリ１の長手方向中心線の左右 に位置する。アセンブリ８２は前端から距離３分の２のところで、後方水平トラ ス支持アセンブリ５４に取り付けられている。アセンブリ８２の下側には後方鉛 直トラス支持体７８が連結され、後方鉛直トラス支持体７８は主電磁性軸受アセ ンブリ４４の上側表面に固定されている。 鉛直トラス支持体７８の下方後面には、後方の斜めトラス支持体８０の下端部 が連結される。鉛直トラス支持体７８の下方前面には、前方の斜めトラス支持体 ８０の後方下端部が固定される。後方の斜めトラス支持体８０の前端部が、鉛直 トラス支持体７８の前方下端部に取り付けられている。背面トラス支持アセンブ リの後面にて、背面トラス複合体は、アセンブリ１の推進力を供給するロケット ６０を支持する。 図２は、アセンブリ１の、ロケット背面搭載の構成である構成Ａの側面図であ る。中心にて鉛直方向に位置するのは、主鉛直モジュール２である。モジュール ２の上端部および下端部には、アセンブリ１への出入りを可能にするアクセスト ンネル４が設けられている。副モジュール８が、モジュール２に対して垂直に放 射状に取り付けられ、ハブ・スポーク構成にて設置される。取り付け手段は、ノ ードアセンブリ６８またはエアロック７２である。外側副モジュール８は、内側 副モジュール８に直角に接続され、車輪状を形成する。 外側副モジュール８の機体外側方向の側面、長手中心線上に、パイロンアセン ブリ７０が固定される。パイロンアセンブリ７０の機体外側方向の側面は、電磁 性軸受アセンブリの内側回転磁性リング４６の内側側面に接続する。上部および 下部電磁性軸受アセンブリ１０は、図を明瞭にするために図示していない。回転 するモジュール２および８を、小型流星シールド８４が覆う。シールド８４は、 太陽熱シールドとしても機能し、トラス支持体５４または回転モジュール２およ び８に取り付けることが可能である。 主電磁性軸受アセンブリ４４の上面および下面には、トラス支持体５０、５２ 、および５４が固定される。鉛直トラス支持体５０は主軸受アセンブリ４４に取 り付けられており、鉛直トラス支持体５０の上部内側面は、斜め支持アセンブリ ５２の下部外側面に接続する。アセンブリ５２の上部内側面は、水平トラス支持 ア センブリ５４の外側端部に接続する。水平トラス支持アセンブリ５４は、図を明 瞭にするため図示していない上部および下部磁性軸受支持体１６を支持する。 図３は、アセンブリ１の、ロケット背面搭載の構成である構成Ａを示す前面図 である。中央に主鉛直モジュール２を示す。その上端部および下端部にはアクセ ストンネルハッチアセンブリ６が備えられ、ハッチアセンブリ６の鉛直軸上に沿 って機体外側方向にアクセストンネル４が設けられている。アクセストンネル４ の外側には、上部および下部電磁性軸受アセンブリ１０が配置される。それらは 、主電磁性軸受アセンブリ４４が浮揚効果および回転運動を発生させる電磁界を 生成する際に補助する。軸受４４の外側には、軸受支持アセンブリ１８が位置す る。 主モジュール２の中心部から放射状に、ハブおよびスポークを形成するよう副 モジュール８が設置される。副モジュール８は、主モジュール２に、および副モ ジュール同士相互に、ノードアセンブリ６８またはエアロック７２を介して接続 する。内側副モジュール８は、主モジュール２に対して直角に設置され、スポー ク部分を形成する。外側副モジュール８は、接続ポートを、両端部と、モジュー ル８の機体中心側の中心線上とに一つずつ有する。外側副モジュール８は、中心 線ポートによって内側モジュール８と接続し、回転車輪のリム部分を形成する。 外側副モジュール８の機体外側方向の面の長手中心線上に、パイロンアセンブ リ７０が設けられる。パイロンアセンブリ７０を通じてモジュール２は、主電磁 性軸受アセンブリ４４の内側回転磁性軸受３４に接続する。主電磁性軸受アセン ブリ４４は、外側静止磁性リング４８、内側回転磁性リング４６、および軸受ハ ウジング４９を有する。主電磁性軸受アセンブリ４４の上面および下面には、鉛 直トラス支持アセンブリ５０が取り付けられている。その上方内側に斜めに、斜 めトラス支持アセンブリ５２が設置され、斜めトラス支持アセンブリ５２は水平 トラス支持アセンブリ５４に接続する。 水平トラス支持アセンブリ５４の上面には、ロケット支持パイロン５６が設置 される。ロケット支持パイロン５６は、ロケット６０を支持し、ロケット６０の スラスト荷重を分配する。ロケット６０は、パイロンアセンブリ７０上に設置さ れたロケット支持クレードル５８上に搭載される。支持クレードル５８は円筒形 で、アセンブリ１の長手方向中心線の中央部にて分割されたスリーブ状であり、 そこにロケット６０がはまる。クレードル５８はボルトによって固定されてもよ いし、迅速解放型のラッチが設けられてもよい。クレードル５８はさらに、小型 流星および太陽熱に対するシールドとしても機能する。 主モジュール２の下端部においてアクセストンネル４の外側に、オプションの ノードアセンブリ６８が設けられている。このノードアセンブリ６８は、アセン ブリ１の左舷梁および右舷梁に下部ドッキングステーションを増設する場合に、 回転トンネル２５上にはめられる。図を明瞭に表示するため、流星シールド８４ は図３では省略されている。 図４は、アセンブリ１の、ロケット背面搭載の構成である構成Ｂを示す前面図 である。構成Ａとの差異は、左舷梁および右舷梁に二つのドッキングステーショ ンを追加した点である。追加したアセンブリは、下部前方の鉛直トラス支持体５ ０の下部と下部斜めトラス支持体５４とに取り付けた、左右のトラス支持アセン ブリ６２である。追加トラスアセンブリ６２の下面には、シャトルのドッキング のためのドッキング捕捉リング４２を下端部に有するノード支持アセンブリ６８ が設置される。外側のドッキングノード６８は中央ドッキングノード６８に、ト ンネル支持体７４によって固定される左右のトンネルアセンブリ６６を通じて接 続される。流星シールド８４は、図を明瞭にするため省略している。 図５は、ロケット側方搭載の構成である、本発明の宇宙船／宇宙ステーション の構成Ｃを示す平面図である。構成Ａ、Ｂ、およびＤとの差異は、ロケット６０ がアセンブリ１の左舷および右舷後半部に配置される点である。背面トラス支持 アセンブリは無く、トラス支持体およびパイロンは一体ユニット５６を構成する 。その一体ユニット５６は、電磁性軸受アセンブリ４４の水平中心線から後部に おいて全幅に及び、後方に半円形に伸張する。ロケット６０は、ユニット５６に 搭載される。 図６は、上部および下部の前方鉛直トラスアセンブリ５０並びに主電磁性軸受 ハウジング４９に固定したパイロン５６にロケット６０を搭載した構成Ｃを示す 前面図である。上部および下部前方斜めトラス支持体５２、並びに水平トラス支 持アセンブリ５４が図示されている。中央には主鉛直モジュール２が位置し、水 平副モジュール８が主鉛直モジュール２から放射状に配置される。エアロック７ ２、主軸受の内側磁性回転リング３４に接続するモジュール８、パイロン７０、 主電磁性軸受アセンブリ４４、および流星シールドアセンブリ８４も図示する。 主鉛直モジュール２の上部および下部にはアクセスハッチ６が備えられ、アク セスハッチ６の機体外側には上部および下部アクセストンネル４が設けられる。 さらにアクセストンネル４の外側には、上部および下部電磁性軸受１０が取り付 けられている。軸受アセンブリ４４の外側には、軸受支持体１８が固定される。 ドッキングノード６８は、１２時および６時の位置に配置される。 図７は、副モジュール８がエアロック７２を介して中央モジュール２に固定さ れた構成Ｃを示す側面図である。副モジュール８の外側には、電磁性内側回転リ ング３４およびパイロン７０が連結される。主モジュール２の上端部および下端 部にアクセストンネル４を示す。水平中心線に沿って、主電磁性軸受アセンブリ ４４が配置される。鉛直中心線に沿って、前方および後方主トラス支持アセンブ リ５０、５２、および５４を示す。水平中心線の後方にロケット６０が位置する 。回転モジュールアセンブリを覆う流星シールド８４も図示されている。 図８は、ロケット後方搭載の構成である、本発明の宇宙船／宇宙ステーション の構成Ｄを示す平面図である。構成Ｄと他の構成との差異は、パイロン７０およ びロケット６０がアセンブリ１の後方に配置される点である。パイロン７０より 前方の構成は、構成Ａ、Ｂ、およびＣと同一であり、機能も同じである。中央に 、上部アクセストンネル４および主鉛直モジュール２を示す。 前方および後方水平トラス支持アセンブリ５４の外側端部は、斜めトラス支持 アセンブリ５２の内側端部に接続する。さらに斜めトラス支持アセンブリ５２は 、鉛直トラス支持アセンブリ５０の上端部に連結する。アセンブリ５０の下端部 は、主電磁性軸受４４の上面および下面に接続する。 内側副モジュール８が、主鉛直モジュール２に対して放射状に配置され、その 主モジュール２および外側副モジュール８に対して直角に接続される。すべての 副モジュール８によって、ハブおよびスポーク車輪状編成が形成される。外側副 モジュール８の機体外側方向の面の長手方向中心線上に、パイロンアセンブリ７ ０が設けられる。パイロンアセンブリ７０は、主電磁性軸受アセンブリ４４の回 転内側磁性リング４６、上部アクセストンネル４、電磁性軸受１０、およびその 支持体に接続する。流星シールド８４は、図を明瞭にするため省略している。 図９は、構成Ｄの側面図である。主鉛直モジュール２、上部および下部アクセ ストンネル４、および、斜めトラス支持アセンブリ５２の内側端部に外側端部が 接続した水平トラス支持アセンブリ５４が図示される。斜めトラス支持アセンブ リ５２の外側端部は、鉛直トラス支持アセンブリ５０の上部内側面に連結する。 鉛直トラス支持アセンブリ５０の他方の端部は、電磁性軸受アセンブリ４４に固 定される。 両端部にポートを有する内側副モジュール８が、主鉛直モジュール２に対して 放射状に配置される。副モジュール８は、主モジュール２に直角に接続し、ハブ ・スポーク構造を形成する。外側副モジュール８は、内側副モジュール８に対し て直角に連結する。外側副モジュール８は接続ポートを、各端部に一つずつと、 三つ目を機体中心方向の中心線上とに、合計三つ有する。外側モジュール８が内 側モジュール８の外側端部に接続して車輪状を形成する際、モジュール８は互い にエアロック７２またはノード６８によって連結される。太陽熱シールドでもあ る流星シールド８４を、さらに図示している。 アセンブリ１の後方端部において、電磁性軸受アセンブリ４４の後方半分に取 り付けられるロケットパイロン支持アセンブリ５６上にロケット６０を搭載する 。エンジン支持クレードル５８、上部および下部副電磁性軸受アセンブリ１０、 および関連の軸受支持アセンブリ１８は、図を明瞭にするため図示していない。 図１０は、構成Ｄの背面図である。ドッキングのためのオプションである上部 および下部ドッキングノード６８が図示される。ノード６８の機体内側方向の面 が、上部および下部アクセストンネル４の外側に取り付けられる。さらに、主モ ジュール２と、副モジュール８を互いに接続するエアロック７２とが図示される 。外側モジュール８は、内側回転主電磁性リング３４に連結するパイロンアセン ブリ７０に接続する。電磁性軸受アセンブリ４４の上面および下面には、上部お よび下部鉛直トラス支持アセンブリ５０が固定される。上部および下部鉛直トラ ス支持アセンブリ５０は、斜めトラス支持アセンブリ５２の外側端部に接続し、 斜めトラス支持アセンブリ５２の内側端部は、水平トラス支持アセンブリ５４の 外側端部に接続する。 主電磁性軸受アセンブリ４４の後方水平中心線上に、ロケット支持パイロンア センブリ５６が設置される。パイロン５６上に、二つのロケット６０がピギーバ ック（肩車）状態にて搭載される。図１０Ａは、ロケットパイロン５６とエンジ ンパイロントラス支持アセンブリ７４とを示す分解図であり、ロケットパイロン ５６にロケット６０を搭載した状態を表す。 図１１は、構成Ｄの側面図である。二機のスペースシャトルがアセンブリ１に ドッキングした状態を表す。一機のシャトルは通常どおり、宇宙船／宇宙ステー ションの前方かつ下方から接近してドッキングした。もう一機のシャトルは、宇 宙船／宇宙ステーションの後方から逆さで飛行して接近した。ロケット６０の後 方の矢印は、シャトルの垂直安定板とパイロン支持アセンブリ７４との間のクリ アランスの距離を示す。 図１２は、主鉛直モジュールの下部を、アクセストンネル４に取り付けられた アクセストンネルハッチ６に沿った断面にて示す破断図である。トンネル支持体 １８に取り付けられた下部回転非伸縮式トンネルアセンブリ２５も図示する。ド ッキング捕捉リング４２は、回転トンネル２５の機体外側方向に位置し、トンネ ル磁性軸受支持体３８に取り付けられている。スペースシャトルは、回転トンネ ル２５およびドッキングリング４２の下方にあり、ドッキングのためにドッキン グ捕捉リング４２に対して位置決めさている。 図１３は、回転非伸縮式トンネルアセンブリ２５を示す破断図である。回転非 伸縮式トンネルアセンブリ２５は、圧力封止された中空円筒であり、より大きな 内径および外径を有する他の円筒内で回転する。圧力の境界は、二つの封止軸受 ３０によって構成される。封止軸受３０の内径は、封止軸受３０内にトンネル２ ５が圧入されるよう設計されている。封止軸受３０の外径は、磁性軸受アセンブ リ４４をも支持する回転トンネル支持体３８および４０の内径にフィットする。 回転トンネル２５の上面には、等問隔にて形成された穴を有する隆起したリン グが作り付けられている。回転トンネル２５と主モジュールアクセストンネル４ とが同速度にて回転する場合に、トンネル２５はその穴によってトンネル４にか み合い固定される。トンネル２５は、作動時には浮揚力および推進力を供給する それ専用の電磁性軸受アセンブリ３３によって回転される。トンネル２５の電磁 性軸受１０は、内側回転磁性リング３４、外側静止磁性リング３６、上部軸受支 持体４０、下部軸受支持体３８、および関連の電気回路によって構成される。 鉛直軸に沿って機体中心側に面する支持体４０の側面は、水平トラス支持アセ ンブリ５４に取り付けられる。軸受支持体３８の下面には、ドッキング捕捉リン グ４２が設置される。 図１４は、非伸縮式回転トンネルアセンブリ２５を示す分解図であり、中央に トンネル２５を示す。トンネル２５は図示するように、上半分および下半分の二 つの部分から構成してもよい。上半分に一つの軸受３０と下半分に他方の軸受３ ０との二つの封止圧力境界軸受３０の設置するが、圧力境界の形成には一つの軸 受３０のみを必要とする。 二つ目の軸受３０は、加圧の維持をさらに安全にするためのものである。回転 トンネル２５の上半分の上面には、等間隔にて形成された穴を有する隆起リング が作り付けられている。その下方には、回転ジャッキねじ２２の挿入を受ける自 動センタリングナット２８が位置する。回転ジャッキねじ２２は、円形加圧封止 アセンブリ２１を駆動する。その円形加圧封止アセンブリ２１は、宇宙船１と共 に回転する主モジュールアクセストンネル４に、回転トンネル２５をかみ合わせ て封止する。下部封止軸受３０の下方には、電磁性軸受アセンブリ支持体の下端 部に接続する静止ドッキング捕捉リングアセンブリ４２が位置する。電磁性軸受 アセンブリ支持体は半円筒形であり、二つの半分部分３８および４０によって円 筒形状を形成している。半分部分３８および４０の内側表面は円筒形状だが、外 側は円筒形でも長方形でもよい。 下部軸受支持体３８の上方には、上部軸受支持体４０が位置する。上部軸受支 持体４０は下部支持体３８と類似の設計であるが、ただし高さはより大きい。両 支持体３８および４０は半円形の切除部分を有し、両支持体３８および４０をか み合わせた際にその切除部分に電磁性軸受アセンブリ３１を収納する。電磁性軸 受静止外側リング３６と、回転トンネル２５の外側に固定されて一体の回転ユニ ットを形成する内側回転磁性リング３４とを図示する。 図１５は、主鉛直モジュールアセンブリの下部アクセストンネル４を示す分解 図である。トンネル４の機体中心側に、トンネルハッチ６が取り付けられている 。 トンネル４の外側には、外側静止磁性リング１４内で回転する回転内側磁性リン グ１２が備えられる。内側および外側の両磁性リング１２および１４並びに関連 回路によって電磁性軸受アセンブリ１０が構成され、その電磁性軸受アセンブリ １０は軸受ハウジング１６内に配置される。 軸受ハウジング１６は二つの部分から成り、それらが水平中心線にて互いに結 合する表面上に、半円形の切除部分が設けられる。ハウジング１６の内部表面は 円筒形であり、磁性リング１２および１４の周囲にはめられる。ハウジング１６ の上部分および下部分は互いの鏡像であり、互換性があるように設計されている 。支持体１６の外側表面は円形でもよいが、水平トラス支持体５４に接続する軸 受アセンブリ支持体１８と連結する際に長方形の設計のほうが好都合である。 アクセストンネル４の下方に、ドッキング捕捉リングアセンブリ４２を図示す る。このリングアセンブリ４２は、捕捉リングを有する伸縮式回転トンネルがス ペースシャトル側にも搭載されている場合のみに使用される。両トンネルが同じ 回転速度を有する場合に、スペースシャトルのトンネルは宇宙船１のアクセスト ンネル４に向かって伸張する。捕捉リング同士がかみ合い、スペースシャトルを 宇宙船１に連結する。宇宙船１の上部アクセストンネル４も、構造および機能に おいて以上と同じ構成を有する。 図１６は、主モジュールの下部アクセストンネル領域および下部電磁性軸受ア センブリを示す破断図である。主モジュール２、下部アクセストンネル４、およ びトンネルハッチ６を図示する。アクセストンネル４の底部には、アクセストン ネル４を回転トンネル２５に固定し封止するトンネル圧力封止アセンブリ２０が 設置される。回転トンネル２５はアクセストンネル４の機体外側方向に位置し、 水平トラス支持アセンブリ５４に固定される。封止アセンブリ２０は、スペース シャトルに搭載される回転伸縮式トンネルアセンブリ２６に対しては使用しない 。トンネル４の外側には、外側静止磁性リング１４内で回転する内側回転磁性リ ング１２が備えられる。磁性軸受ハウジング１６が電磁性軸受１０を囲み収納す る。軸受ハウジング１６は水平中心線にて、鏡像である二つの構成部分に分離す る。ハウジング１６の内部表面は円形であり、下面と共に半円形の切除部分を形 成し、そこに内部リング１２および外部リング１４から成る電磁性軸受アセンブ リ１０ を収納する。図を明瞭にするために、磁性軸受ハウジング支持体１８は図示しな い。 図１７は、回転伸縮式トンネルアセンブリ２６を示す破断図であり、伸縮部を 中央上方に図示する。電力駆動のジャッキねじ２０を受ける自動位置決めナット ２８が、伸縮部の下面にて内部に固定されている。ジャッキねじ２０によって伸 縮部は上方に駆動されて伸張し、また下方に駆動されて回転トンネルハウジング ３２内へ収縮する。ジャッキねじ２０機構は、ハウジング３２内の下端に固定さ れる。ハウジング３２の外側表面の上端部および底部に近接して、二つの封止軸 受３０が位置する。封止軸受３０はトンネル２６の作動時に、シャトルから宇宙 空間への圧力損失を防止するよう封止を形成し、圧力境界を構成する。 回転伸縮式トンネル２６には、アセンブリ１の他の軸受と同様に機能する上部 および下部電磁性軸受アセンブリ３３が備えられる。内側回転磁性リング３４が 、静止磁性リング３６内で回転する。これらのリングは、三つの軸受ハウジング に連結する。中央ハウジング４０は三つのうちで他より長いが、上部および下部 ハウジング３８は同一で互換性がある。 トンネルハッチ６は、トンネルハウジングアセンブリ３２に固定されている。 スペースシャトルハッチ６は、スペースシャトルに連結している。回転伸縮式ト ンネルアセンブリ２６は、スペースシャトルの内部構造に接続している。図を明 瞭に表示するため、回転伸縮式トンネル２６の上端部に位置するはずのドッキン グ捕捉リングアセンブリ４２は図示しない。 図１８Ａおよび１８Ｂは回転伸縮式トンネルアセンブリ２６を示す破断図であ り、トンネル２６の伸張した状態および収縮した状態を各々示す。他の要素は、 図１７に示すものと同一である。 図１９は、回転トンネル２６の圧力封止アセンブリ２０を示す破断図である。 封止アセンブリ２１は、主モジュール２のアクセストンネル４の下端部に固定さ れる。作動は、円形状に等間隔にて設けられた電力駆動のジャッキねじ２２によ って実施される。回転トンネル２６は上縁部に隆起したリング状表面を有し、そ の表面には同様にリング状に等間隔にて穴が設けられる。自動位置決めナット２ ８は、回転トンネル２６内部の円形配置の穴内に取り付けられている。 ジャッキねじ２２は、作動されると、回転トンネル２６に向かって移動し、圧 力封止部２４を回転トンネルアセンブリ２６側へ駆動する。接触すると、ジャッ キねじ２２は穴に入り自動位置決めナット２８内にねじ運動により入り込み、一 体の封止回転ユニットを形成する。図示しているのは、アクセストンネル４の下 方部分および回転トンネルアセンブリ２６の上方部分である。 図２０は、本発明の宇宙船／宇宙ステーションの背面搭載型の構成Ａを示す側 面図である。電磁性軸受アセンブリ４４の上面および下面に接続する前方鉛直ト ラス支持アセンブリ５０を示す。トラス支持アセンブリ５０および軸受アセンブ リ４４には、斜めトラス支持アセンブリ５２および水平トラス支持アセンブリ５ ４が連結する。それにより得られる橋梁体は、アセンブリ１の水平中心線のすぐ 前方およびすぐ後方において全幅に及び、アセンブリ１の横幅に渡る二つの並行 構造体を形成する。 並行な長手方向支持アセンブリ８２が、後方水平トラス支持アセンブリ５４に 直角に固定される。その際、長手方向支持アセンブリ８２の前端が、水平トラス 支持アセンブリ５４の後端に接続する。後方鉛直トラス支持アセンブリ７８は、 長手方向支持アセンブリ８２の下面の前端から３分の２の距離の位置に固定され る。後方鉛直トラス支持アセンブリ７８の下端部は、主電磁性軸受４４の上面に 、５時および７時の位置にて接続する。 鉛直トラス支持体５０の下方後部には、後方斜めトラス支持アセンブリ５２の 前端が連結する。後方斜めトラス支持アセンブリ５２の後端は、長手方向支持ア センブリ８２の下方後端に接続する。前方背面長手方向トラス支持体７６は、後 方鉛直トラス支持体７８の前方下部に固定される。背面前方長手方向トラス支持 体７６の前端は、後方水平トラス支持体５４の後部および長手方向トラス支持体 ７６の前端に接続する。図２０Ａは、トラスアセンブリの右側面図である。左右 の長手方向トラス支持体は、互換性がある。 図２１は、前方および後方の前部トラス支持アセンブリを示す前面図である。 鉛直トラス５０と、斜めトラス５２と、水平トラス５４の中央部とによって構成 されている。 図２２は図２１の分解図であり、アセンブリ１の回転部分をいくつかの構成部 分を省略して示す。中央の１２時および６時の位置に、上部および下部主モジュ ール電磁性軸受１０が配置される。軸受の機体中心側には、アクセストンネル４ がある。主モジュール２は、副軸受アセンブリ１０および副モジュールアセンブ リ８を、エアロック７２による接続を通じて支持している。外側副モジュール８ の外側には、主電磁性軸受アセンブリ４４に連結する磁性リングパイロン７０へ 接続するモジュール８が位置する。 図２３は、二機のドッキングしたシャトルを示すアセンブリ１の側面図であり 、乗務目の移動または緊急避難の際に使用可能な移動経路を説明する。オプショ ンのドッキングノード６８、主モジュール２、副モジュール８、エアロック７２ 、およびアクセストンネル４を示す。これら以外のすべては、図を明瞭にするた め省略してある。 図２４Ａおよび２４Ｂは、アセンブリ１の側面図である。本発明のアセンブリ １には搭載できるが、他の回転式宇宙ステーションには搭載できない修理用格納 庫９０の設計二種類を示す。 図２４Ａに、トラス支持体８６によって固定され、ドア８８が二つのアクチュ エータ９２によって機体外側かつ上方に開く円筒形の「Ａ」バージョンの格納庫 ９０を示す。負荷を分散するために、船首および船尾に面して設置される水平支 持体５４の形状で前方に伸張するトラス支持体と、鉛直支持体５０とを追加した 。 図２４Ｂに、長方形の「Ｂ」バージョンの格納庫９０を示す。平坦な底部を有 するため、固定の際にトラス支持体は必要ない。ドア８８が二つのアクチュエー タ９２によって機体外側かつ上方に開く。このバージョンにも、負荷を分散する ために追加のトラス支持体５２および５０が設けられる。格納庫９０のサイズは 、宇宙船／宇宙ステーション１のサイズによって制限される。 図２５Ａおよび２５Ｂは、アセンブリ１を示す左右の側面図である。機上での 使用のために太陽エネルギーを電気エネルギーに変換する太陽電池パネル９４が 、支持トラス構造体上に搭載される。宇宙船／宇宙ステーションの構成の説明 本発明の宇宙船／宇宙ステーションは、Ａ、Ｂ、Ｃ、およびＤの４つの構成が 可能である。これらの構成の違いは、（１）推進エンジンまたはロケットの位置 、（２）ロケットの数、および（３）訪問する宇宙船のために増設したドッキン グステーションである。すべての構成におけるロケットの位置は、最大限の安全 確保のため、乗務負および他の構造体の位置との問隔が最大になるよう決定され ている。それにより、原子力による推進力を使用する場合に、乗務貞領域の空間 を犠牲にすることなく、また回転モジュールに重量を加えることなく、保護シー ルドのための十分な空間を確保できる。回転モジュールに重量を加えることは、 電磁性軸受アセンブリに要する電力を増加させてしまう。 図１、２、および３に示す構成Ａが、より好適な実施形態である。ロケット６ ０が、背面の長手方向中心線の両側にて、電磁性軸受アセンブリ４４の後方端の すぐ前方に設けられる。ロケット６０の噴射効果による損害を最小限にするため に、ロケット６０は水平トラス支持アセンブリ５４の上面に水平に設置される。 図４に示す構成Ｂは、構成Ａと同じロケット位置を有するが、水平中心線上に て左舷および右舷後半部に二つの無重力ドッキングステーションが追加されてい る点で、他のすべての構成と異なる。追加した構造体には、二つの三角形トラス 支持アセンブリ６２、二つのドッキングノード支持アセンブリ６４、および二つ のドッキングノード６８を含む。 さらに、支持体７４を伴う二つの乗務員移動用トンネル６６も追加した。移動 用トンネル６６は、機体外側の無重力ドッキングステーションを中央ドッキング ノード６８に接続する。移動用トンネル６６およびノードアセンブリ６８は、ド ッキングおよび乗務員移動時には与圧される。 図５、６、および７に示す構成Ｃでは、二つのロケット６０がロケット支持ト ラスアセンブリ５６に搭載されて側方に設置される。ロケット支持トラスアセン ブリ５６は左舷梁から右舷梁まで延び、主電磁性軸受アセンブリ４４の湾曲に沿 う。ロケット６０は、左舷および右舷後半部にて支持トラスアセンブリ５６上に 配置される。 図８、９、１０、および１１に示す構成Ｄでは、四つのロケットが、構成Ｃと 比較してさらに後方にて、電磁性軸受アセンブリ４４上に設けられたロケットト ラス支持アセンブリ５６に搭載されて船尾に設置される。二つのロケットは５時 の位置に、他の二つのロケットは７時の位置に搭載される。二つのロケット６０ はパイロン７４上にて主電磁性軸受アセンブリ４４の上面に、他の二つのロケッ トはパイロン７４上にて主電磁性軸受アセンブリ４４の下面に、ピギーバック状 に取り付けられる。宇宙船／宇宙ステーションの運転 宇宙船としては本発明は、軌道の変更、もしくは月またはより遠くの物体まで の宇宙飛行などの並進移動の際に、二つまたは四つの推進ロケット６０を使用す る。それらの移動時における姿勢制御は、図示していない一対のスラスタを用い て実施される。宇宙船としては、本発明は月での任務における輸送手段および補 助船として理想的である。 宇宙ステーションとしては本発明は、宇宙観測、並びに多様な重力環境におけ る科学的および技術的実験のセンターである。また、他の宇宙船のためのドッキ ング設備も有する。 重力１Ｇでの実験は、回転するスポーク・車輪モジュールネットワークの円周 部分における周縁副モジュール８にて実施できる。１ＧとゼロＧとの間の部分重 力での実験は、回転モジュールネットワークの半径内の異なる位置におけるスポ ークモジュール８にて実施できる。無重力での実験は、中央鉛直主モジュール２ 、または車輪状モジュール外の静止格納庫９０にて実施できる。 本発明の宇宙船／宇宙ステーションの設計では、ドッキング実施時に宇宙船／ 宇宙ステーションのいずれの部分の回転も停止させる必要はない。典型的にはス ペースシャトルである宇宙船のために、最少で二つ、最多で四つのドッキングス ペースが備えられる。 ドッキング動作時には、訪問するスペースシャトルが自身の移動用トンネルを 、水平トラス支持アセンブリ５４に設置される静止ドッキング捕捉リングアセン ブリ４２に位置合わせする。位置合わせ完了後、スペースシャトルの移動用トン ネルを伸張し、捕捉リングアセンブリ４２とかみ合わせ固定する。それにより、 スペースシャトルは宇宙船／宇宙ステーションに固定される。 この時、回転トンネル２５が、電力供給を受け、アクセストンネル４の回転に 合わせて回転される。回転が同期すると、トンネル４および２５はかみ合わされ 、続いて電力駆動の圧力封止アセンブリ２１によって互いに固定される。アセン ブリ２１は、アクセストンネル４の機体外側縁部に、等間隔にて設けられた円周 ジャッキねじ２２を有する。ジャッキねじ２２は作動されると、それらがかみ合 う等間隔にて設けられた自動位置合わせナット２８内へ移動する。自動位置合わ せナット２８は、回転トンネル２５の機体内側方向の縁部に等間隔にて設けられ た穴の内部に位置する。以上の動作により、所望の封止が達成される。トンネル はかみ合わされ封止されると与圧され、それにより乗務員の移動が実施できる。 本発明の精神から逸れることなく、数々の他の変更および修正が実施できる。 したがって、本明細書にて説明し添付の図面にて図示した本発明の形態は例示的 であるのみで、以下の請求の範囲に詳述する本発明の範囲を制限することを意図 しないと理解されるべきである。 請求の範囲 １． 宇宙船・宇宙ステーション複合アセンブリ（１）であって、 主鉛直モジュール（２）と、 前記主モジュール（２）に接続され、ハブ・スポーク式の車輪状ネットワーク を水平面にて形成する複数の副モジュール（８）と、 前記副モジュール（８）に接続する複数のパイロン（７０）と、 前記パイロン（７０）に固定され、前記主モジュール（２）および前記副モジ ュール（８）ネットワークの鉛直軸線を軸にして回転を発生させることができる 主電磁性軸受（４４）と、 前記電磁性軸受(44)に対し、および互いに対し固定された複数の支持構造体（ ５０，５２，５４，５６，７４，７６，７８，８０，８２）と、 前記支持構造体の一つに固定されるロケット推進手段と、 前記主モジュール（２）に固定され、前記主モジュール（２）および前記副モ ジュール（８）ネットワークの前記回転を安定させる副電磁性軸受機構と、 前記副モジュール（８）を、前記主モジュール（２）に対し、および互いに対 し接続する接続手段と、 前記支持構造体の一つ（５４）に接続する一対の外部トンネル（２５）と、 前記主モジュール（２）および前記モジュール（８）ネットワークを囲み、前 記モジュール（２）および前記モジュール（８）を流星体による損害から保護す る流星シールド（８４）と、 を有する宇宙船・宇宙ステーション複合アセンブリ。 ２． 前記ロケット推進手段は、背面後方にて前記アセンブリ（１）の長手方向 中心線の両側に搭載される二つのロケット（６０）であることを特徴とする請求 の範囲１に記載のアセンブリ（１）。 ３． 前記ロケット推進手段は、前記支持構造体の一つ（５６）の機体外側の水 平面上に配置される二つの側方搭載型ロケット（６０）であることを特徴とする 請求の範囲１に記載のアセンブリ（１）。 ４． 前記ロケット推進手段は、一対が長手方向軸の右側に、他方の一対が長手 方向軸の左側に配置される、二つの対にて後方に搭載される四つのロケット（６ ０）であることを特徴とする請求の範囲１に記載のアセンブリ（１）。 ５． 無重力非回転ドッキングステーションをさらに有することを特徴とする請 求の範囲２に記載のアセンブリ（１）。 ６． 前記主モジュール（２）は両端部が先細の中空シリンダであり、前記各端 部はアクセストンネル（４）と接続するハッチ（６）を有し、前記主モジュール （２）は、さらに前記副モジュール（８）を前記主モジュール（２）に固定する ためのポートを含むことを特徴とする請求の範囲１に記載のアセンブリ（１）。 ７． 前記複数の副モジュール（８）は、前記主モジュール（２）を中心に放射 状に設けられる副モジュール（８）を含み、放射状の前記副モジュール（８）と 接続する周縁部副モジュール（８）が前記ハブ・スポークネットワークを形成す ることを特徴とする請求の範囲１に記載のアセンブリ（１）。 ８． 前記複数のパイロン（７０）は、前記周縁部副モジュール（８）と同じ数 だけあり、前記周縁部副モジュール（８）に固定されることを特徴とする請求の 範囲７に記載のアセンブリ（１）。 ９． 前記主電磁性軸受（４４）は、外側静止磁性リング（４８）内に内側回転 磁性リング（４６）を有し、前記アセンブリ上の供給電力によって生成される磁 界によって回転が発生されることを特徴とする請求の範囲１に記載のアセンブリ （１）。 １０． 前記支持構造体は、鉛直トラス支持体（５０）と、斜めトラス支持体 （５２）と、水平トラス支持体（５４）と、ロケットパイロン支持体（５６）と 、後方ロケット支持体（７４）と、後方背面斜めトラス支持体（７６）と、背面 鉛直トラス支持体（７８）と、後方斜めトラス支持体（８０）と、後方長手方向 トラス支持体（８２）とを含み、すべての前記支持構造体は互いに相互接続する ことで、前記ロケット推進手段の静止支持枠組みを形成し、前記回転する主モジ ュール（２）および前記副モジュール（８）ネットワークを囲むことを特徴とす る請求の範囲５に記載のアセンブリ（１）。 １１． 前記接続手段は、前記周縁部副モジュール（８）間において固定接続を 提供するノード（６８）であることを特徴とする請求の範囲１に記載のアセンブ リ（１）。 １２． 前記接続手段は、前記周縁部副モジュール（８）間において開放可能な 接続を提供し、複数の前記モジュール（８）を区画化する手段を備えるエアロッ ク（７２）であることを特徴とする請求の範囲７に記載のアセンブリ（１）。 １３． 前記ロケット推進手段は、前記パイロン支持体（５６）に取り付けられ たクレードル（５８）に固定された少なくとも二つの推進ロケット（６０）を含 むことを特徴とする請求の範囲１０に記載のアセンブリ（１）。 １４． 前記副電磁性軸受機構は、上部および下部軸受支持体（１８）に支持さ れる外側静止リング（１４）内に内側回転リング（１２）を含み、前記アセンブ リ（１）上の供給電力によって生成される磁界によって回転が発生されることを 特徴とする請求の範囲１に記載のアセンブリ（１）。 １５． 前記一対の外部トンネルは、一対の封止軸受（３０）と、上部軸受支持 体（４０）および下部軸受支持体（３８）に支持される外側静止磁性軸受リング （３６）内の内側回転磁性軸受リング（３４）と、を含み、前記アセンブリ（１ ）上の供給電力によって生成される磁界によって回転が発生されることを特徴と す る請求の範囲１に記載のアセンブリ（１）。 １６． 前記無重力非回転ドッキングステーションは、 前記鉛直トラス支持体（５０）、前記斜めトラス支持体（５２）、および前記 水平トラス支持体（５４）に固定された一対の三角形支持体（６２）と、 前記一対の三角形支持体（６２）に接続する一対の互換性のあるノード支持体 （６４）と、 前記一対のノード支持体（６４）に接続する一対の互換性のあるドッキングノ ード（６８）と、 前記一対のドッキングノード（６８）の機体内側方向の面に接続する一対のト ンネル（６６）と、 前記一対のドッキングノード（６８）に接続し、前記アセンブリ（１）を訪問 する宇宙船のドッキングを可能にするドッキング捕捉リング（４２）と、 を有することを特徴とする請求の範囲１０に記載のアセンブリ（１）。 【図１】 【図２】 【図３】【図４】【図５】【図６】【図７】【図８】【図９】【図１０】【図１１】【図１２】【図１３】【図１４】【図１５】【図１６】【図１７】【図１８】【図１９】【図２０】【図２１】【図２２】【図２３】【図２４】【図２５】 [Procedural Amendment] Article 184-8, Paragraph 1 of the Patent Act [Submission Date] June 3, 1998 (1998.6.3) [Content of Amendment] Description Gyroscope type spacecraft with docking mechanism / Space station Technical field The present invention relates to a new type of spacecraft that is also a space station. The present invention particularly comprises support structures for (1) guided gravity and weightless compartments and modules, and (2) propulsion rockets and motion thrusters, and further provides a convenient docking mechanism and satellite repair. And a spacecraft having a repair hangar. Background art Space stations currently in use or in the design phase are operated in zero gravity or finite gravity induced by rotation. When the space station is spinning, the docking spacecraft, such as the United States Space Shuttle, must match the approach speed to the space station's translational and rotational speeds. It requires very advanced maneuvering techniques, expensive computer programs, and additional rocket fuel. A special inventor devised a solution to the problem of docking to a rotating space station. If the rotation of the space station is caused by the use of thrusters, stopping and restarting the rotation must consume fuel. Therefore, the number of docking operations is limited by the amount of stored fuel. Further, installation of additional equipment such as a repair hangar and a zero gravity module is not possible because of the imbalance of the rotating unit. Also, any additional device creates induced gravity, which is inconvenient when weightlessness is required. US patents which are background in the art include: 1964: 3,144,219 issued to Schnitzer, 1965: 3,169,725, issued to Berglund, 1967: No. 3,300,162 issued to Maynard et al., 1967: No. 3,332,640 issued to Nesheim, 1967: No. 3,348,352 issued to Cummings, 1969: Published to Fogarty No. 3,478,986, 1973: No. 3,744,739 issued to Weaver et al., 1977: No. 4,057,207 issued to Hogan, 1981: No. 4, issued to Thompson 299,066, and 1982: 4,308,699 issued to Slysh. Disclosure of the invention A primary objective of the present invention is to create a spacecraft and space station that achieves the cost and time savings required for space experiments or exploration projects. Another object is to provide a spacecraft / space station that can be resized by the construction of the module, so that a number of space science experiments can be performed simultaneously. A further object is to provide a spacecraft / space station that can perform experiments at zero gravity and full gravity simultaneously. It is also an object to improve the health and safety of spacecraft / space station crew by avoiding known biological hazards due to weightlessness, such as calcium deficiency in the skeleton and space sickness. Yet another object is to create a spacecraft / space station that allows multiple docking in zero gravity. Another object is to provide a spacecraft / space station having a structure that allows the installation of various additional equipment. A further object is to provide an experimental model spacecraft / space station that will be the prototype of future commercial spacecraft and space stations. It is another object of the present invention to provide a spacecraft / space station having a repair hangar for recovering and repairing satellites at a non-rotating mass part. Another object of the present invention is to provide a spacecraft / space station capable of setting an astronomical observatory in outer space. In addition, it is an object of the present invention to provide a spacecraft / space station that can be used to collect large space waste from past launches, thereby contributing to the elimination of navigational hazards. To achieve the above objectives, a spacecraft / space station complex was devised. It can be used as a spacecraft for navigation between celestial bodies, or as a space station that orbits near Earth. This spacecraft / space station is ideal as a transport and auxiliary station for lunar missions. When functioning as a spacecraft, two or four propulsion rockets are used for translation and a pair of thrusters are used for attitude control. When functioning as a space station, only a pair of thrusters are used to maintain position. The spacecraft / space station of the present invention is capable of four configurations, A, B, C, and D. The differences between these configurations are (1) the location of the propulsion rocket, (2) the number of rockets, and (3) the additional docking station for the visiting spacecraft. In all configurations, the position of the rocket is determined to maximize the distance from the crew position for maximum security. Thereby, when using nuclear propulsion, sufficient space for the protective shield can be ensured without sacrificing the space in the crew area and without adding weight to the rotating module. Adding weight to the rotating module increases the power required by the electromagnetic bearing assemblies. In configuration A, a pair of rockets are provided on either side of the longitudinal centerline at the back of the spacecraft / space station. In the configuration B, a pair of rockets are installed at the same position, but differ from all other configurations in that a weightless docking station is added. In configuration C, two rockets are mounted on the side. In configuration D, four rockets are installed at the rear. To provide a variety of gravitational environments from zero G to one earth G, certain components of the spacecraft / space station are rotated to generate finite gravity, while other portions are stationary to form weightless portions. ing. At the center of the spacecraft / space station is a zero-G or micro-G vertical main module, which is an elongated hollow cylinder. To this vertical main module is mounted a spoked wheel-like horizontal network of sub-modules, also substantially hollow cylindrical. The sub-module is used as a crew Kong residence, a laboratory, a workshop, a communication center, a flight control unit, and a warehouse. Depending on the activities performed on the spacecraft / space station, the number of modules can be changed by changing the number of spokes in the spoked wheel network. Rotation of the primary and secondary modules is achieved by magnetic levitation by three electromagnetic bearing assemblies. Each electromagnetic bearing assembly is essentially a rotating inner ring disposed within a stationary outer ring, driven by on-machine power supply. By using electrical power instead of thrusters for the generation of rotation, the need for extra thruster fuel for rotation is eliminated. Depending on the rotation speed and the position within the radius around the main module, finite gravity up to 1 G is generated in the sub-module. Also, the weightless stationary portion of the electromagnetic bearing assembly is connected to the truss support assembly. The truss support assembly forms a framework for mounting mechanical bearings for the rotating module along a vertical axis. The weightless truss support assembly supports a stationary pylon to which the propulsion rocket, hangar equipment, antennas, and all other assemblies requiring a weightless environment are fixed. A motion (maneuver) thruster is mounted on the weightless stationary portion of the electromagnetic bearing assembly that connects to the truss support assembly. The other zero gravity or microgravity region is only the central main module. The crew quarters are located in a 1G environment at the periphery of the secondary module spoke wheel network for health reasons. Included in the weightless section outside the wheeled module network are two or four docking stations for spacecraft such as the United States Space Shuttle to visit. The spacecraft / space station is designed with a multipurpose hangar. This multipurpose hangar may be used for satellite retrieval and repair, or may be used for space-based astronomical observatories, zero gravity experiment laboratories, warehouse areas for long-term flights, or for materials that require zero gravity. It may be used as a manufacturing facility. In addition, artificial space waste from past space launches may be recovered, thereby reducing the likelihood that the spacecraft will collide with space waste. The spacecraft / space station will be equipped with a meteor shield that also functions as a solar thermal shield. A solar panel can also be attached to the outer surface of the meteor shield. When using nuclear power for propulsion, there is sufficient room to shield the reactor, which can be located in a separate module as far as possible from the crew quarters. If an accident occurs, the nuclear module can be dumped. Many of the assemblies that make up the spacecraft / space station of the present invention are symmetrical and interchangeable, thereby reducing construction time and costs. These assemblies are designed to be launched on the space shuttle. However, the central vertical main module may need to be launched separately in a protective storage mechanism. There are three possible locations for propulsion rockets. Solar panels for the generation of electricity for use on the aircraft can also be located outside the fuselage of the vertical truss support assembly. The spacecraft / space station is designed to be constructed using modern technology and currently available subassemblies. It does not require a technological breakthrough. The design can be developed and modified in future generations, thereby increasing the value of the design and reducing operating costs. BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES In the drawings, there are shown four configurations of the basic design of the spacecraft / space station, labeled "A", "B", "C", and "D". FIG. 1 is a plan view showing a configuration A in which two vertebral advance rockets are mounted on the back. FIG. 2 is a side view showing the configuration A. FIG. 3 is a front view showing the configuration A. FIG. 4 is a front view showing a configuration B having two rear rockets and capable of docking four space shuttles, and FIG. 4A shows one of the docking stations. FIG. 5 is a plan view showing a configuration C including a side-mounted rocket mounted on a pylon. FIG. 6 is a front view showing the configuration C. FIG. 7 is a side view showing the configuration C. FIG. 8 is a plan view showing a configuration D in which four rockets are mounted in two pairs in a piggyback (shoulder) state. FIG. 9 is a side view showing the configuration D. FIG. 10 is a rear view showing Configuration D, and FIG. 10A is an exploded view showing a rocket pylon and an engine pylon thrust support assembly. FIG. 11 is a side view showing the configuration D showing the docking operation of the two aircraft. FIG. 12 is a cutaway view showing the lower access tunnel and the rotationally coupled tunnel of the main module during the docking movement of the space shuttle with the spacecraft / space station. FIG. 13 is a cutaway view showing the upper and lower rotating tunnel assemblies. FIG. 14 is an exploded view showing the upper and lower rotating tunnel assemblies. FIG. 15 is an exploded view showing an upper end and a lower end of the main module. FIG. 16 is a cutaway view showing the upper and lower ends of the main module. FIG. 17 is a cutaway view showing the installation of the telescopic rotary tunnel. 18A and 18B are cutaway views showing the telescoping rotary tunnel in an extended state and a contracted state, respectively. FIG. 19 is a cutaway view showing a pressure sealing assembly used to seal a module access tunnel to a rotating tunnel. FIG. 20 is a side view showing the truss support assembly, and FIG. 20A shows a right side view. FIG. 21 is a front view showing the truss support assembly. FIG. 22 is a front view showing the rotating assembly with the support structure and the rocket removed. FIG. 23 is a side view showing the rotating assembly in a state where the two space shuttles are docked, and shows a path on which a crew member can move. 24A and 24B are side views showing a spacecraft / space station having a satellite repair hangar in two designs. 25A and 25B are a left side view and a right side view, respectively, showing a spacecraft / space station having two solar panels on each side. BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION FIG. The spacecraft / space station assembly of the present invention, generally designated 1, It is a top view which shows the structure A of a rocket back-mounted type. The central hub portion of the assembly 1 The vertical module 2. Access to assembly 1 This takes place through access tunnels 4 located at the upper and lower ends of the module 2. Module 2 is on the center line, It has a port that includes a node assembly 68 or an airlock 72. Sub-module 8 Connected to the node assembly 68 or the airlock 72, Form the spokes of the wheel. At the end of the spoke forming sub-module 8 in the outer direction of the fuselage, Another sub-module 8 having a port on the center line facing the fuselage side is connected, An oblique connection is formed. These diagonal connections are Has ports at both ends, These ports connect the diagonal connection to another node or sub-module 8, Form the rim of the wheel structure. A pylon assembly 70 is fixed to a side surface of the outer module 8 in a direction outside the fuselage. further, The outer side surface of the pylon assembly 70 is connected to the main electromagnetic inner magnetic ring 46, It forms the rotating part of the assembly 1. The ring 46 Supported on an electromagnetic bearing assembly 44. Two vertical truss support assemblies 50, One on each side of assembly 1, Mounted on the upper and lower surfaces of support assembly 44. Each vertical truss support assembly 50 includes: The lower ends of one of the two oblique truss support assemblies 52 are connected. At the upper end of each oblique truss support assembly 52, The outer ends of one of the two horizontal truss support assemblies 54 are fixed. Of the two horizontal truss support assemblies 54, One on top of assembly 1, The other is located below assembly 1. Assembly 50, 52, And 54 are joined, Form four truss bridges extending across the width of the assembly 1. Of the four truss bridge bodies, Two on the top of the assembly 1 Two are located at the bottom of the assembly, It is located in front of and behind the horizontal centerline of the assembly. The rear horizontal truss support assembly 54 includes: Two rear truss support assemblies are connected on the left and right. The longitudinal truss support assembly 82 includes: It is located on the left and right of the longitudinal center line of the assembly 1. The assembly 82 is two-thirds away from the front end, Attached to the rear horizontal truss support assembly 54. A rear vertical truss support 78 is connected to the lower side of the assembly 82, Rear vertical truss support 78 is secured to the upper surface of main electromagnetic bearing assembly 44. On the lower rear surface of the vertical truss support 78, The lower end of the rear oblique truss support 80 is connected. On the lower front surface of the vertical truss support 78, The rear lower end of the front oblique truss support 80 is fixed. The front end of the rear oblique truss support 80 is It is attached to the front lower end of the vertical truss support 78. At the back of the rear truss support assembly, The rear truss complex It supports a rocket 60 that supplies the propulsion of the assembly 1. FIG. Of assembly 1 It is a side view of the structure A which is a structure mounted on the back of a rocket. The vertical position at the center is The main vertical module 2. At the upper and lower ends of module 2, An access tunnel 4 is provided which allows access to the assembly 1. Sub-module 8 Mounted radially perpendicular to module 2, Installed in a hub-spoke configuration. The attachment means Node assembly 68 or airlock 72. The outer sub-module 8 Connected at right angles to the inner sub-module 8, Form a wheel shape. A side surface of the outer sub-module 8 in a direction outside the fuselage; On the longitudinal center line, The pylon assembly 70 is fixed. The side of the pylon assembly 70 in the fuselage outer direction is: It connects to the inner side surface of the inner rotating magnetic ring 46 of the electromagnetic bearing assembly. The upper and lower electromagnetic bearing assemblies 10 Not shown for clarity. The rotating modules 2 and 8 The small meteor shield 84 covers. The shield 84 Also functions as a solar heat shield, It can be mounted on the truss support 54 or on the rotating modules 2 and 8. On the upper and lower surfaces of the main electromagnetic bearing assembly 44, Truss support 50, 52, And 54 are fixed. The vertical truss support 50 is attached to the main bearing assembly 44, The upper inner surface of the vertical truss support 50 Connects to the lower outer surface of diagonal support assembly 52. The upper inside surface of the assembly 52 Connects to the outer end of horizontal truss support assembly 54. The horizontal truss support assembly 54 Upper and lower magnetic bearing supports 16 (not shown) are supported for clarity. FIG. Of assembly 1 It is a front view which shows the structure A which is a structure mounted on the back of a rocket. The main vertical module 2 is shown in the center. An access tunnel hatch assembly 6 is provided at its upper end and lower end, An access tunnel 4 is provided along the vertical axis of the hatch assembly 6 toward the outside of the fuselage. Outside of Access Tunnel 4 Upper and lower electromagnetic bearing assemblies 10 are located. They are, The main electromagnetic bearing assembly 44 assists in generating an electromagnetic field that produces a levitation effect and rotational movement. Outside the bearing 44, A bearing support assembly 18 is located. Radially from the center of the main module 2, The secondary module 8 is installed to form a hub and spokes. Sub-module 8 In main module 2, And sub-modules, The connection is made via the node assembly 68 or the air lock 72. The inner sub-module 8 Installed at right angles to the main module 2, Form spoke parts. The outer sub-module 8 Connection port Both ends, One is provided on the center line of the module 8 on the center side of the fuselage. The outer sub-module 8 Connected to the inner module 8 by a centerline port, Form the rim of the rotating wheel. On the longitudinal center line of the surface of the outer sub-module 8 in the fuselage outward direction, A pylon assembly 70 is provided. Module 2 through the pylon assembly 70 It connects to the inner rotating magnetic bearing 34 of the main electromagnetic bearing assembly 44. The main electromagnetic bearing assembly 44 Outer stationary magnetic ring 48, Inner rotating magnetic ring 46, And a bearing housing 49. On the upper and lower surfaces of the main electromagnetic bearing assembly 44, A vertical truss support assembly 50 is mounted. Diagonally above and inside, A diagonal truss support assembly 52 is installed, The oblique truss support assembly 52 connects to a horizontal truss support assembly 54. On the upper surface of the horizontal truss support assembly 54, A rocket support pylon 56 is installed. Rocket support pylon 56 Support rocket 60, The thrust load of the rocket 60 is distributed. Rocket 60 It is mounted on a rocket support cradle 58 installed on a pylon assembly 70. The support cradle 58 is cylindrical, A sleeve shape divided at the center of the longitudinal center line of the assembly 1; The rocket 60 fits there. The cradle 58 may be fixed by bolts, A quick release latch may be provided. Cradle 58 further Also functions as a shield against small meteors and solar heat. Outside the access tunnel 4 at the lower end of the main module 2, An optional node assembly 68 is provided. This node assembly 68 When adding a lower docking station to the port and starboard beams of assembly 1, It is fitted on a rotating tunnel 25. To keep the figure clear, The meteor shield 84 is omitted in FIG. FIG. Of assembly 1 It is a front view which shows the structure B which is a structure mounted on the back of a rocket. The difference from Configuration A is Two docking stations have been added to the port and starboard beams. The added assembly is Attached to the lower part of the lower front truss support 50 and the lower oblique truss support 54, Left and right truss support assemblies 62. On the lower surface of the additional truss assembly 62, A node support assembly 68 is installed having a docking capture ring 42 at the lower end for docking the shuttle. The outer docking node 68 becomes the central docking node 68, The connection is made through left and right tunnel assemblies 66 fixed by a tunnel support 74. The meteor shield 84 It is omitted for clarity. FIG. It is a configuration of rocket side loading, It is a top view which shows the structure C of the spacecraft / space station of this invention. Configuration A, B, And D Rocket 60 is located at the port and starboard rear half of assembly 1. There is no rear truss support assembly, The truss support and the pylon constitute an integral unit 56. The integrated unit 56 Extends from the horizontal centerline of the electromagnetic bearing assembly 44 to the rear at the full width; Stretch backward semicircular. Rocket 60 It is mounted on the unit 56. FIG. FIG. 10 is a front view showing a configuration C in which the rocket 60 is mounted on the pylon 56 fixed to the upper and lower front vertical truss assemblies 50 and the main electromagnetic bearing housing 49. Upper and lower front oblique truss supports 52, Also shown is the horizontal truss support assembly 54. The main vertical module 2 is located in the center, The horizontal sub-module 8 is arranged radially from the main vertical module 2. Air lock 72, A module 8 connected to the inner magnetic rotating ring 34 of the main bearing, Pylon 70, Main electromagnetic bearing assembly 44, And a meteor shield assembly 84 is also shown. An access hatch 6 is provided on the upper and lower parts of the main vertical module 2, Upper and lower access tunnels 4 are provided outside the fuselage of the access hatch 6. Furthermore, outside the access tunnel 4, Upper and lower electromagnetic bearings 10 are mounted. Outside the bearing assembly 44, The bearing support 18 is fixed. The docking node 68 It is located at 12 o'clock and 6 o'clock. FIG. It is a side view which shows the structure C in which the submodule 8 was fixed to the center module 2 via the air lock 72. Outside the sub-module 8, The electromagnetic inner rotating ring 34 and the pylon 70 are connected. An access tunnel 4 is shown at the upper and lower ends of the main module 2. Along the horizontal centerline, A main electromagnetic bearing assembly 44 is located. Along the vertical centerline, Front and rear main truss support assemblies 50; 52, And 54 are shown. The rocket 60 is located behind the horizontal center line. A meteor shield 84 over the rotating module assembly is also shown. FIG. It is a configuration mounted on the back of the rocket, It is a top view showing composition D of the spacecraft / space station of the present invention. The difference between Configuration D and other configurations is The point is that the pylon 70 and the rocket 60 are arranged behind the assembly 1. The configuration ahead of the pylon 70 is Configuration A, B, And C are the same The function is the same. in the center, The upper access tunnel 4 and the main vertical module 2 are shown. The outer ends of the front and rear horizontal truss support assemblies 54 include: Connects to the inner end of angled truss support assembly 52. Further, the oblique truss support assembly 52 includes: It connects to the upper end of the vertical truss support assembly 50. The lower end of the assembly 50 Connected to the upper and lower surfaces of the main electromagnetic bearing 44. The inner sub-module 8 Radially arranged with respect to the main vertical module 2, The main module 2 and the outer sub-module 8 are connected at right angles. By all sub-modules 8, A hub and spoke wheel configuration is formed. On the longitudinal center line of the outer side surface of the outer sub-module 8, A pylon assembly 70 is provided. The pylon assembly 70 A rotating inner magnetic ring 46 of the main electromagnetic bearing assembly 44; Upper access tunnel 4, Electromagnetic bearing 10, And its support. The meteor shield 84 It is omitted for clarity. FIG. It is a side view of the structure D. Main vertical module 2, Upper and lower access tunnels 4, and, A horizontal truss support assembly 54 with an outer end connected to the inner end of the diagonal truss support assembly 52 is shown. The outer end of the oblique truss support assembly 52 includes: It connects to the upper inside surface of the vertical truss support assembly 50. The other end of the vertical truss support assembly 50 is It is fixed to the electromagnetic bearing assembly 44. An inner sub-module 8 having ports at both ends, It is arranged radially with respect to the main vertical module 2. Sub-module 8 Connect to main module 2 at right angle, Form a hub and spoke structure. The outer sub-module 8 It is connected at right angles to the inner sub-module 8. The outer sub-module 8 has a connection port, One at each end, The third is on the center line of the aircraft center direction, Have a total of three. When the outer module 8 connects to the outer end of the inner module 8 to form a wheel shape, Modules 8 are connected to each other by airlock 72 or node 68. Meteor shield 84 which is also a solar heat shield, Further illustrated. At the rear end of the assembly 1, The rocket 60 is mounted on a rocket pylon support assembly 56 which is mounted on the rear half of the electromagnetic bearing assembly 44. Engine support cradle 58, Upper and lower secondary electromagnetic bearing assembly 10, And the associated bearing support assembly 18 Not shown for clarity. FIG. It is a rear view of the structure D. Optional upper and lower docking nodes 68 for docking are shown. The surface of the node 68 facing the inside of the fuselage It is mounted outside the upper and lower access tunnels 4. further, Main module 2; An airlock 72 connecting the submodules 8 to one another is shown. The outer module 8 It connects to a pylon assembly 70 that connects to the inner rotating main electromagnetic ring 34. On the upper and lower surfaces of the electromagnetic bearing assembly 44, The upper and lower vertical truss support assemblies 50 are secured. The upper and lower vertical truss support assemblies 50 include: Connected to the outer end of the oblique truss support assembly 52, The inner end of the oblique truss support assembly 52 Connects to the outer end of horizontal truss support assembly 54. On the rear horizontal center line of the main electromagnetic bearing assembly 44, A rocket support pylon assembly 56 is installed. On pylon 56, Two rockets 60 are mounted in a piggyback (shoulder) state. FIG. FIG. 4 is an exploded view showing the rocket pylon 56 and the engine pylon truss support assembly 74; This shows a state in which the rocket 60 is mounted on the rocket pylon 56. FIG. It is a side view of the structure D. This shows a state where two space shuttles are docked to the assembly 1. One shuttle is as usual Docked approaching from below and in front of the spacecraft / space station. Another shuttle, I approached upside down from behind a spacecraft / space station. The arrow behind the rocket 60 4 shows the clearance distance between the shuttle vertical stabilizer and the pylon support assembly 74. FIG. The lower part of the main vertical module FIG. 2 is a cutaway view showing a cross section along an access tunnel hatch 6 attached to the access tunnel 4. Also shown is a lower rotating non-retractable tunnel assembly 25 mounted on the tunnel support 18. The docking capture ring 42 It is located outside the fuselage of the rotating tunnel 25, It is attached to a tunnel magnetic bearing support 38. The space shuttle Below the rotating tunnel 25 and the docking ring 42, It is positioned relative to the docking capture ring 42 for docking. FIG. FIG. 3 is a cutaway view showing a non-rotatable tunnel assembly 25. The rotating non-telescopic tunnel assembly 25 includes: A pressure-sealed hollow cylinder, Rotate in another cylinder with a larger inner and outer diameter. The pressure boundary is It is constituted by two sealed bearings 30. The inner diameter of the sealed bearing 30 is The tunnel 25 is designed to be pressed into the sealed bearing 30. The outer diameter of the sealed bearing 30 is It fits the inside diameter of the rotating tunnel supports 38 and 40 which also support the magnetic bearing assembly 44. On the upper surface of the rotating tunnel 25, A raised ring with holes formed at equal intervals is built in. When the rotating tunnel 25 and the main module access tunnel 4 rotate at the same speed, The tunnel 25 is fixedly engaged with the tunnel 4 by the hole. The tunnel 25 In operation, it is rotated by its own electromagnetic bearing assembly 33 that provides levitation and propulsion. The electromagnetic bearing 10 of the tunnel 25 Inner rotating magnetic ring 34, Outer stationary magnetic ring 36, Upper bearing support 40, Lower bearing support 38, And related electrical circuits. The side surface of the support 40 facing the fuselage center side along the vertical axis Attached to horizontal truss support assembly 54. On the lower surface of the bearing support 38, A docking capture ring 42 is installed. FIG. FIG. 3 is an exploded view showing a non-telescopic rotary tunnel assembly 25; A tunnel 25 is shown in the center. Tunnel 25, as shown, It may be composed of two parts, an upper half and a lower half. Two sealing pressure boundary bearings 30, one bearing 30 in the upper half and the other bearing 30 in the lower half, are installed, Only one bearing 30 is required to form the pressure boundary. The second bearing 30 This is to make the maintenance of pressurization safer. On the upper surface of the upper half of the rotating tunnel 25, A raised ring having equally spaced holes is provided. Below that, An automatic centering nut 28 for receiving the insertion of the rotary jack screw 22 is located. The rotating jack screw 22 Drive the circular pressure seal assembly 21. The circular pressure sealing assembly 21 includes: In the main module access tunnel 4 that rotates with the spacecraft 1, The rotary tunnel 25 is engaged and sealed. Below the lower sealed bearing 30, There is a stationary docking capture ring assembly 42 that connects to the lower end of the electromagnetic bearing assembly support. The electromagnetic bearing assembly support is semi-cylindrical; The two halves 38 and 40 form a cylindrical shape. The inner surfaces of the halves 38 and 40 are cylindrical in shape, The outside may be cylindrical or rectangular. Above the lower bearing support 38, An upper bearing support 40 is located. The upper bearing support 40 is similar in design to the lower support 38, but However, the height is larger. Both supports 38 and 40 have a semi-circular cut-out, When the two supports 38 and 40 are engaged, the electromagnetic bearing assembly 31 is housed in the cut portion. An electromagnetic bearing stationary outer ring 36, An inner rotating magnetic ring 34 fixed to the outside of the rotating tunnel 25 to form an integral rotating unit is shown. FIG. FIG. 4 is an exploded view showing the lower access tunnel 4 of the main vertical module assembly. On the center side of the fuselage in Tunnel 4, A tunnel hatch 6 is attached. Outside of tunnel 4, A rotating inner magnetic ring 12 that rotates within an outer stationary magnetic ring 14 is provided. The inner and outer magnetic rings 12 and 14 and associated circuits constitute the electromagnetic bearing assembly 10; The electromagnetic bearing assembly 10 is located within a bearing housing 16. The bearing housing 16 consists of two parts, On the surface where they join each other at the horizontal centerline, A semicircular resection is provided. The inner surface of the housing 16 is cylindrical, It fits around magnetic rings 12 and 14. The upper and lower portions of the housing 16 are mirror images of one another, Designed to be compatible. The outer surface of the support 16 may be circular, A rectangular design is more convenient in connection with the bearing assembly support 18 which connects to the horizontal truss support 54. Below access tunnel 4, A docking capture ring assembly 42 is shown. This ring assembly 42 Only used if a telescopic rotary tunnel with a capture ring is also mounted on the space shuttle side. If both tunnels have the same rotation speed, The space shuttle tunnel extends toward the access tunnel 4 of the spacecraft 1. The catch rings engage each other, The space shuttle is connected to the spacecraft 1. The upper access tunnel 4 of the spacecraft 1 It has the same structure and function as described above. FIG. FIG. 4 is a cutaway view showing the lower access tunnel area of the main module and the lower electromagnetic bearing assembly. Main module 2, Lower access tunnel 4, And the tunnel hatch 6 is illustrated. At the bottom of the access tunnel 4, A tunnel pressure sealing assembly 20 for fixing and sealing the access tunnel 4 to the rotating tunnel 25 is provided. The rotation tunnel 25 is located outside the fuselage of the access tunnel 4, Secured to horizontal truss support assembly 54. The sealing assembly 20 It is not used for the rotary telescopic tunnel assembly 26 mounted on the space shuttle. Outside of tunnel 4, An inner rotating magnetic ring 12 that rotates within an outer stationary magnetic ring 14 is provided. A magnetic bearing housing 16 surrounds and houses the electromagnetic bearing 10. The bearing housing 16 is at the horizontal center line, Separate into two components that are mirror images. The inner surface of the housing 16 is circular, Form a semicircular resection with the lower surface, An electromagnetic bearing assembly 10 comprising an inner ring 12 and an outer ring 14 is housed therein. For clarity, The magnetic bearing housing support 18 is not shown. FIG. FIG. 4 is a cutaway view showing a rotary telescopic tunnel assembly 26; The elastic part is shown in the upper center. An automatic positioning nut 28 that receives the power-driven jack screw 20 It is fixed inside at the lower surface of the elastic part. The expansion / contraction part is driven upward by the jack screw 20 to extend, Further, it is driven downward and contracts into the rotary tunnel housing 32. The jack screw 20 mechanism It is fixed to the lower end in the housing 32. Close to the top and bottom of the outer surface of housing 32, Two sealed bearings 30 are located. When the tunnel 26 operates, the sealed bearing 30 Form a seal to prevent pressure loss from the shuttle to outer space, Configure the pressure boundary. In the rotary telescopic tunnel 26, An upper and lower electromagnetic bearing assembly 33 is provided that functions similarly to the other bearings of the assembly 1. The inner rotating magnetic ring 34 It rotates within the stationary magnetic ring 36. These rings are Connected to three bearing housings. The central housing 40 is longer than the other of the three, The upper and lower housings 38 are identical and interchangeable. Tunnel hatch 6 It is fixed to the tunnel housing assembly 32. Space shuttle hatch 6 Connected to the space shuttle. The rotary telescopic tunnel assembly 26 includes: Connected to the space shuttle internal structure. To keep the figure clear, The docking catch ring assembly 42, which should be located at the upper end of the rotatable tunnel 26, is not shown. 18A and 18B are cutaway views showing the rotary telescoping tunnel assembly 26. The expanded state and the contracted state of the tunnel 26 are shown respectively. Other elements are This is the same as that shown in FIG. FIG. FIG. 4 is a cutaway view showing the pressure sealing assembly 20 of the rotating tunnel 26. The sealing assembly 21 The main module 2 is fixed to the lower end of the access tunnel 4. The operation is This is performed by power-driven jack screws 22 provided at equal intervals in a circular shape. The rotating tunnel 26 has a raised ring-shaped surface at the upper edge, The surface is similarly provided with holes in a ring shape at equal intervals. Automatic positioning nut 28 It is mounted in a circular arrangement of holes inside the rotating tunnel 26. The jack screw 22 When activated, Moving toward the rotating tunnel 26, The pressure seal 24 is driven to the rotary tunnel assembly 26 side. On contact, The jack screw 22 enters the hole and enters the automatic positioning nut 28 by the screw motion. An integral sealed rotation unit is formed. The illustration shows The lower part of the access tunnel 4 and the upper part of the rotating tunnel assembly 26. FIG. FIG. 2 is a side view showing a configuration A of a spacecraft / space station of the present invention mounted on a rear surface. Shown is a front vertical truss support assembly 50 that connects to the upper and lower surfaces of the electromagnetic bearing assembly 44. Truss support assembly 50 and bearing assembly 44 include: The oblique truss support assembly 52 and the horizontal truss support assembly 54 are connected. The resulting bridge body, Spanning the full width just in front of and just behind the horizontal centerline of assembly 1; Two parallel structures spanning the width of the assembly 1 are formed. Parallel longitudinal support assemblies 82 Fixed at a right angle to the rear horizontal truss support assembly 54. that time, The front end of the longitudinal support assembly 82 Connects to the rear end of horizontal truss support assembly 54. The rear vertical truss support assembly 78 includes: It is fixed at a distance of two thirds from the front end of the lower surface of the longitudinal support assembly 82. The lower end of the rear vertical truss support assembly 78 is On the upper surface of the main electromagnetic bearing 44, Connect at 5 o'clock and 7 o'clock. At the lower rear of the vertical truss support 50, The front end of the rear oblique truss support assembly 52 connects. The rear end of the rear oblique truss support assembly 52 is Connects to the lower rear end of longitudinal support assembly 82. The front rear longitudinal truss support 76 includes: It is fixed to the lower front part of the rear vertical truss support 78. The front end of the rear front longitudinal truss support 76 is: It connects to the rear of the rear horizontal truss support 54 and to the front end of the longitudinal truss support 76. FIG. It is a right view of a truss assembly. The left and right longitudinal truss supports Compatible. FIG. FIG. 4 is a front view showing the front and rear front truss support assemblies. A vertical truss 50, Diagonal truss 52, And a central portion of the horizontal truss 54. FIG. 22 is an exploded view of FIG. The rotating part of the assembly 1 is shown with some components omitted. At the central 12 o'clock and 6 o'clock positions, Upper and lower main module electromagnetic bearings 10 are arranged. On the center side of the bearing, There is an access tunnel 4. Main module 2 The sub bearing assembly 10 and the sub module assembly 8 are The connection is supported by an air lock 72. Outside the outer sub-module 8 There is a module 8 that connects to a magnetic ring pylon 70 that connects to the main electromagnetic bearing assembly 44. FIG. FIG. 2 is a side view of the assembly 1 showing the two docked shuttles; A description will be given of a movement route that can be used in the case of movement of a crew member or emergency evacuation. Optional docking node 68, Main module 2, Sub-module 8, Air lock 72, And an access tunnel 4 are shown. Everything except these It has been omitted for clarity. 24A and 24B FIG. 2 is a side view of the assembly 1. Although it can be mounted on the assembly 1 of the present invention, 2 shows two designs of a repair hangar 90 that cannot be mounted on another rotary space station. In FIG. 24A, Fixed by truss supports 86, Shown is a cylindrical “A” version of the hangar 90 with the door 88 opened outward and upward by two actuators 92. To balance the load, A truss support extending forward in the form of a horizontal support 54 installed facing the bow and stern; A vertical support 50 has been added. In FIG. 24B, A rectangular “B” version of the hangar 90 is shown. With a flat bottom, No truss support is required for fixing. The door 88 is opened outward and upward by two actuators 92. This version also Additional truss supports 52 and 50 are provided to distribute the load. The size of the hangar 90 is Limited by the size of the spacecraft / space station 1. FIGS. 25A and 25B It is a right and left side view showing the assembly 1. A solar panel 94 that converts solar energy into electrical energy for on-board use, Mounted on a supporting truss structure. Spacecraft / Space Station Configuration Description The spacecraft / space station of the present invention is capable of four configurations, A, B, C, and D. The differences between these configurations are (1) the location of the propulsion engine or rocket, (2) the number of rockets, and (3) additional docking stations for visiting spacecraft. The location of the rocket in all configurations has been determined to maximize the gap between the crew and other structures for maximum security. Thereby, when using the propulsion by nuclear power, sufficient space for the protective shield can be secured without sacrificing the space in the crew area and without adding weight to the rotating module. Adding weight to the rotating module increases the power required by the electromagnetic bearing assembly. Configuration A shown in FIGS. 1, 2, and 3 is a more preferred embodiment. Rockets 60 are provided on both sides of the rear longitudinal centerline, just forward of the rearward end of the electromagnetic bearing assembly 44. The rocket 60 is mounted horizontally on top of the horizontal truss support assembly 54 to minimize damage due to the rocket 60 jetting effect. Configuration B shown in FIG. 4 has the same rocket position as configuration A, but differs from all other configurations in that two weightless docking stations have been added to the port and starboard rear half on the horizontal centerline. The additional structure includes two triangular truss support assemblies 62, two docking node support assemblies 64, and two docking nodes 68. In addition, two crew transfer tunnels 66 with supports 74 have been added. A transfer tunnel 66 connects the weightless docking station outside the fuselage to a central docking node 68. Transport tunnel 66 and node assembly 68 are pressurized during docking and crew travel. In the configuration C shown in FIGS. 5, 6, and 7, two rockets 60 are mounted on the rocket support truss assembly 56 and installed laterally. Rocket support truss assembly 56 extends from the port beam to the starboard beam and follows the curvature of main electromagnetic bearing assembly 44. The rocket 60 is located on the support truss assembly 56 at port and starboard rear. In configurations D shown in FIGS. 8, 9, 10, and 11, four rockets are mounted further back relative to configuration C on a rocket truss support assembly 56 provided on electromagnetic bearing assembly 44. Installed at the stern. Two rockets are at 5 o'clock and the other two are at 7 o'clock. Two rockets 60 are piggybacked on the pylon 74 on the upper surface of the main electromagnetic bearing assembly 44 and the other two rockets are mounted on the pylon 74 on the lower surface of the main electromagnetic bearing assembly 44. Spacecraft / Space Station Operation As a spacecraft, the present invention uses two or four propulsion rockets 60 during translational changes, such as changing trajectories or flying to the moon or more distant objects. The attitude control during the movement is performed using a pair of thrusters (not shown). As a spacecraft, the present invention is ideal as a transport and auxiliary ship on a lunar mission. As a space station, the present invention is a center for space observations and scientific and technical experiments in diverse gravitational environments. It also has docking facilities for other spacecraft. Experiments at 1 G gravity can be performed on the peripheral sub-module 8 in the circumferential part of the rotating spoke-wheel module network. Experiments with partial gravity between 1 G and zero G can be performed on spoke modules 8 at different locations within the radius of the rotating module network. Experiments in weightlessness can be carried out in the central vertical main module 2 or in the stationary hangar 90 outside the wheel-shaped module. With the spacecraft / space station design of the present invention, it is not necessary to stop the rotation of any part of the spacecraft / space station during docking. For spacecraft, which are typically space shuttles, a minimum of two and a maximum of four docking spaces are provided. During the docking operation, the visiting space shuttle aligns its transport tunnel with the stationary docking capture ring assembly 42 installed on the horizontal truss support assembly 54. After alignment is completed, the space shuttle travel tunnel is extended and engaged with the capture ring assembly 42 to secure. As a result, the space shuttle is fixed to the spacecraft / space station. At this time, the rotating tunnel 25 receives power supply and rotates in accordance with the rotation of the access tunnel 4. When the rotations are synchronized, tunnels 4 and 25 are engaged and subsequently secured together by a power-driven pressure seal assembly 21. The assembly 21 has circumferential jack screws 22 provided at equal intervals on the outer edge of the access tunnel 4. When the jack screws 22 are actuated, they move into equally spaced automatic alignment nuts 28 where they engage. The automatic alignment nut 28 is located inside a hole provided at an equal interval on an edge portion of the rotary tunnel 25 in the body inward direction. The above operation achieves the desired sealing. The tunnel is pressurized when engaged and sealed so that crew movement can be performed. Numerous other changes and modifications can be made without departing from the spirit of the invention. Therefore, it is understood that the forms of the invention described herein and illustrated in the accompanying drawings are exemplary only, and are not intended to limit the scope of the invention, which is set forth in the following claims. It should be. Claims 1. A spacecraft / space station combined assembly (1) comprising: a main vertical module (2); and a plurality of sub-modules connected to the main module (2) to form a hub-spoke wheel-shaped network in a horizontal plane. (8), a plurality of pylons (70) connected to the sub-module (8), and fixed to the pylons (70), with the vertical axis of the main module (2) and the sub-module (8) network And a plurality of support structures (50, 52, 54, 56, 74, 74) fixed to said electromagnetic bearing (44) and to each other. 76, 78, 80, 82); rocket propulsion means fixed to one of the support structures; fixed to the main module (2); A sub-electromagnetic bearing mechanism for stabilizing the rotation of the sub-module (8) network; connecting means for connecting the sub-module (8) to the main module (2) and to each other; the support structure A pair of outer tunnels (25) connecting to one of the (54), surrounding the main module (2) and the module (8) network, and damaging the module (2) and the module (8) by meteor bodies A meteor shield (84) that protects the spacecraft from the spacecraft and the space station. 2. Assembly (1) according to claim 1, characterized in that the rocket propulsion means are two rockets (60) mounted on both sides of the longitudinal centerline of the assembly (1) behind the back. . 3. The rocket propulsion means is two side mounted rockets (60) located on a horizontal plane outside the fuselage of one of the support structures (56). Assembly (1). 4. The rocket propulsion means may be four rockets (60) mounted rearward in two pairs, one pair being located to the right of the longitudinal axis and the other pair being located to the left of the longitudinal axis. An assembly (1) according to claim 1, characterized in that: 5. The assembly (1) according to claim 2, further comprising a weightless non-rotating docking station. 6. The main module (2) is a hollow cylinder with tapered ends, and each end has a hatch (6) that connects to an access tunnel (4), and the main module (2) further includes a sub-module. Assembly (1) according to claim 1, characterized in that it comprises a port for fixing (8) to the main module (2). 7. The plurality of sub-modules (8) include sub-modules (8) radially provided around the main module (2), and a peripheral sub-module (8) connected to the radial sub-module (8) is provided. The assembly (1) according to claim 1, wherein said hub-spoke network is formed. 8. The assembly (1) according to claim 7, characterized in that the plurality of pylons (70) are as many as the peripheral sub-module (8) and are fixed to the peripheral sub-module (8). ). 9. The main electromagnetic bearing (44) has an inner rotating magnetic ring (46) within an outer stationary magnetic ring (48), wherein rotation is generated by a magnetic field generated by power supplied on the assembly. An assembly (1) according to claim 1, wherein: 10. The support structure includes a vertical truss support (50), an oblique truss support (52), a horizontal truss support (54), a rocket pylon support (56), and a rear rocket support (74). , A rear rear oblique truss support (76), a rear vertical truss support (78), a rear oblique truss support (80), and a rear longitudinal truss support (82). 6. A body according to claim 5, characterized in that the bodies interconnect with each other to form a stationary support framework of the rocket propulsion means and surround the rotating main module (2) and sub-module (8) network. Assembly (1). 11. Assembly (1) according to claim 1, characterized in that the connection means are nodes (68) providing a fixed connection between the peripheral sub-modules (8). 12. The connection means is an airlock (72) which provides a releasable connection between the peripheral sub-modules (8) and comprises means for partitioning a plurality of said modules (8). The assembly (1) according to range 7, wherein: 13. The assembly (1) according to claim 10, wherein the rocket propulsion means comprises at least two propulsion rockets (60) secured to a cradle (58) mounted on the pylon support (56). ). 14． The secondary electromagnetic bearing mechanism includes an inner rotating ring (12) within an outer stationary ring (14) supported by upper and lower bearing supports (18) and is generated by power supplied on the assembly (1). Assembly (1) according to claim 1, wherein the rotation is generated by a magnetic field. 15. The pair of outer tunnels comprises a pair of sealed bearings (30) and an inner rotating magnetic bearing in an outer stationary magnetic bearing ring (36) supported by an upper bearing support (40) and a lower bearing support (38). An assembly (1) according to claim 1, comprising: a ring (34), wherein the rotation is generated by a magnetic field generated by a power supply on the assembly (1). 16. The weightless non-rotating docking station includes: a pair of triangular supports (62) fixed to the vertical truss support (50), the oblique truss support (52), and the horizontal truss support (54); A pair of compatible node supports (64) connected to a pair of triangular supports (62); and a pair of compatible docking nodes (68) connected to the pair of node supports (64); A pair of tunnels (66) connected to the inside surface of the pair of docking nodes (68), and a docking of a spacecraft connected to the pair of docking nodes (68) and visiting the assembly (1). An assembly (1) according to claim 10, comprising: a docking capture ring (42) that enables it. FIG. FIG. 2 FIG. 3 FIG. 4 FIG. 5 FIG. 6 FIG. 7 FIG. 8 FIG. 9 FIG. 10 FIG. 11 FIG. FIG. 13 FIG. 14 FIG. FIG. 16 FIG. FIG. FIG. FIG. FIG. 21 FIG. FIG. 23 FIG. 24 FIG. 25
Claims (1)
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