CN104443358A - 一种用于航空航天飞行器的动力推进装置及其用途 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于航空航天飞行器的动力推进装置，该动力推进装置由伞面结构、旋转轴和旋转动力装置构成；伞面结构顶点向内连接有一根旋转轴，旋转轴与旋转动力装置相连。所述伞面结构是轴对称碟形面、轴对称圆锥形面或轴对称抛物面的刚性结构。本发明的动力推进装置结构简单、造价低廉、能耗极低、操纵方便、控制简单、可靠安全、能量转换高效、清洁环保节能，适用范围广，对材料的要求远远低于现有航空航天工业，运行时几乎没有废弃物，不依赖空气动力，不受空气气流或天气影响；用于宇宙探索领域时，推进器在旋转时产生的持续推动力会为航天器提供持续的加速度而不是传统火箭的初速度。

Description

一种用于航空航天飞行器的动力推进装置及其用途

技术领域：

本发明属于机械领域，涉及一种动力推进装置，尤其是一种用于航空航天飞行器的动力推进装置。

背景技术：

自有史以来，人类在征服大自然的漫长岁月中，早就产生了翱翔天空、遨游宇宙的愿望。在生产力和科学技术水平都很低下的时代，这种愿望只能停留在幻想的阶段。虽然人类很早就做过种种飞行的探索和尝试，但实现这一愿望还是从18世纪的热空气气球升空开始的。这比后来出现的飞机，早了120年。自从20世纪初莱特兄弟发明的第一架带动力的、可操纵的飞机完成了短暂的飞行之后，人类在大气层中飞行的古老梦想才真正成为现实。飞机的诞生更激发对飞翔的狂热，由其是第二次世界大战中，飞机发挥了它无可代替的优势，更从而开辟了飞机的新纪元。在军用飞机迅猛发展过后，飞机应用到更广阔的民用领域，飞翔的梦想更得以发扬光大，真正发挥其本能作用。可以说，航空器是随着人类的梦想的萌生而诞生，又伴着科技的发展而进步，与历史与文明携手同行。经过许多前辈的艰苦探索和不懈努力，航空科学技术得到迅速发展，飞机性能不断提高。

在大气层内或太空飞行的器械都叫飞行器。飞行器分为三类：航空器、航天器、火箭/导弹。

飞行器在地球大气层内的航行活动称为航空。在大气层内飞行的飞行器称为航空器，如气球、飞艇、飞机等。气球，飞艇是利用比空气轻的氢气、氦气或者热空气在空气中的浮力于大气层内飞行，飞机则是利用与空气相互作用产生的空气动力在大气层内飞行。飞机上的发动机依靠飞机携带的燃料(汽油)和大气中的氧气工作。但是飞机飞行高度如果超过30千米，就会因为上面的空气太稀薄而托不动飞机。

在太空飞行的飞行器称为航天器，如人造地球卫星、载人飞船、空间探测器、航天飞机、空间站等。

航空与航天是20世纪人类认识和改造自然进程中最活跃、最有影响的科学技术领域，也是人类文明高度发展的重要标志。航天技术发展是当今世界上最引人注目的事业之一，它推动着人类科学技术的进步，使人类活动的领域由大气层内扩展到宇宙空间。航天技术是现代科学技术的结晶，是基础科学和技术科学的集成，航天技术是一个国家科学技术水平的重要标志。航天技术更是一门综合性的工程技术，主要包括：制导与控制技术，热控制技术，喷气推进技术，能源技术，空间通信技术，遥测遥控技术，生命保障技术，航天环境工程技术，火箭及航天器的设计、制造和试验技术，航天器的发射、返回和在轨技术等。由多种技术融于一体的航天系统是现代高技术的复杂大系统，不仅规模庞大，技术高新、尖端，而且人力、物力耗费巨大，工程周期长。时至今日，航天技术已被广泛应用到政治、军事、经济和科学探测等领域，已成为一个国家综合国力的象征。

航天飞行的历史是从火箭技术的历史开始的，没有火箭也就没有航天飞行。19世纪末20世纪初，现代意义上的火箭才真正蓬勃地发展起来。近代的火箭技术和航天飞行的发展，涌现出许多勇于探索的航天先驱者，其中代表人物有K.齐奥尔科夫斯基，R.戈达德，H.奥伯特。

前苏联科学家齐奥尔科夫斯基一生从事利用火箭技术进行航天飞行的研究。在他的经典著作中，对火箭飞行的思想进行了深刻的论证，最早从理论上证明了用多级火箭可以克服地心引力进入太空的论点。其主要贡献有：

(1)建立了火箭运动的基本数学方程，奠定航天学的基础。

(2)首先肯定了液体火箭发动机是航天器最适宜的动力装置，论述了关于液氢一液氧作为推进剂用于火箭的可能性，为运载器的发展指出了方向，这些观点仅仅几十年就成为了现实。

(3)指出过用新的燃料(原子核分解的能量)来作火箭的动力；并具体地阐明了用火箭进行航天飞行的条件，火箭由地面起飞的条件，以及实现飞向其他行星所必须设置中间站的设想。

(4)提出过许多的技术建议，如他建议使用燃气舵来控制火箭，用泵来强制输送推进剂到燃烧室中，以及用仪器来自动控制火箭等，都对现代火箭和航天飞行的发展起了巨大的作用。

美国的火箭专家、物理学家和现代航天学奠基人之一戈达德博士在1910年开始进行近代火箭的研究工作，他在1919年发表的《达到极大高度的方法》的论文中，阐述了火箭飞行的数学原理，指出火箭必须具有7.9km/s以上的速度才能克服地球的引力，并研究了利用火箭把有效载荷送至月球的几种可能方案。

德国的奥伯特教授在他1923年出版的《飞向星际空间的火箭》一书中不仅确立了火箭在宇宙空间真空中工作的基本原理，而且还说明火箭只要能产生足够的推力，便能绕地球轨道飞行。同齐奥尔科夫斯基和戈达德一样，他也对许多推进剂的组合进行了广泛的研究。

航空航天技术为航空航天活动的顺利进行而创立的一系列高级复杂的施工作业程序。它涉及人力资源配置，设备仪器搭配与安装使用等艰深的学术作业。是国家，民族，乃至整个人类发展的高度追求。从1957年世界上第一颗人造地球卫星发射成功算起，迄今仅40余年，航天技术取得了如此巨大的成就是前所未有的，产生了巨大的社会效益与经济效益。

现有技术的不足：

1、无论是航空器还是航天器，使用的动力原理虽然是作用力与反作用力，但都高度依赖于外部物质的存在。比如航空器依赖空气，航天器依赖燃烧的气体。失去或耗尽外部物质(空气或燃料)，即失去升力或动力来源。燃料的总量也决定了其活动半径；

2、利用外部物质的效率低下，也显著受到外部物质及环境变化的影响。如航空器受空气气流变化影响，航天器燃料及助燃剂状态受气候温度影响较大；

3、飞行器造价高昂，运行费用畸高。特别是航天器，造价昂贵，发射一次需要长期准备，动辄耗资数亿乃至数十亿元，而且最要命的是发射一次有效载荷与发射单元之间不成比例，即每一次发射的主要荷载都是燃料和助燃剂部分，一次耗尽无法回收，浪费惊人。需要举国国力的支持才能实现一次发射计划；

4、飞行速度受限，飞机的飞行速度受飞行器飞行原理或飞行模式的影响，要么速度较快而不能垂直起落需要借助滑行起飞和降落跑道，要么可以垂直起降但飞行速度受到影响如直升机。火箭的飞行速度更受到燃料和自重的限制，而且发射完后大部分航天器只能由发射时获得的初速度大小不同，进入不同的轨道惯性飞行。即使调整其飞行速度、轨道或姿态也是在非常有限的范围内，一旦离开预定轨道意味着不受控制而失效坠落或任其自生自灭；

5、燃料利用率低下。无论是航空器或航天器高度依赖燃料的燃烧热能，有效能量利用率极端低下。

6、飞行区域受到限制。如飞机只能在大气层内活动，火箭运送荷载只能到预定轨道即完成使命被彻底抛弃成为太空垃圾；迄今为止，人类探索空间的有效活动，均停留在太阳系内屈指可数的几个点；

7、无论是航空器或者航天器，对环境的影响都是巨大的，对外太空对污染也是严重的；

8、迄今为止，还没有一个真正意义上的兼顾航天和航空的飞行器，即使航天飞机或最新研发的空天飞机也是只能在近地活动。也没法逃脱地球引力的约束；

9、特别需要指出的是，传统航天器这种靠发射初速度来决定入轨模式是非常高耗、极端低效，甚至可以说是非常笨拙的飞行模式，是不可持续的。

发明内容：

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种用于航空航天飞行器的动力推进装置，该动力推进装置通过简单结构将旋转能转换成推进能。

本发明的目的是通过以下技术方案来解决的：

一种用于航空航天飞行器的动力推进装置，由伞面结构、旋转轴和旋转动力装置构成；伞面结构连接有一根旋转轴，旋转轴与旋转动力装置相连。

所述伞面结构以旋转轴为中轴线严格对称，伞面与中轴的夹角不等于90°。

所述伞面结构是轴对称碟形面、轴对称圆锥形面或轴对称抛物面的刚性结构。

所述旋转轴叠装多个的伞面结构形成伞面结构组。

所述旋转动力装置是电动机、发动机、轮机或其他一切能产生旋转动力的设备。

所述伞面结构由串珠锥构成，串珠锥由偶数对完全相同的刚性球在一个平面上排列成一个圆形，穿过此圆中心有一根旋转轴并垂直于该平面，旋转轴由同一点分别伸出同等数量的刚性连接杆与各刚性球体穿心相连并与旋转轴保持一个同样的固定夹角，此夹角不等于90°；各对刚性球及其连接杆关于旋转轴中心轴严格对称并相互独立。

所述伞面结构的过轴剖面上，从伞面结构的边沿向顶点方向对称切开2～4对切口，切口方向是沿伞面边缘向顶点的方向，切口长短不超过伞面半径的2/3。

所述动力推进装置设置在真空环境中。

所述动力推进装置安装在航天航空飞行器的重心轴上，用于为航天航空飞行器提供动力，通过调整动力推进装置旋转轴与航天航空飞行器的重心之间的偏离角度和距离，来控制飞行器的横向飞行方向和速度。

所述动力推进装置用于作为陆上汽车、单人飞行、列车、坦克、水上轮船、水下潜水装置、或人力车等各类交通工具及模型、玩具等的动力系统。

本发明的有益效果在于：

本发明的动力推进装置结构简单、造价低廉、能耗极低、操纵方便、控制简单、可靠安全、能量转换高效、清洁环保节能，适用范围广，对材料的要求远远低于现有航空航天工业，运行时几乎没有废弃物，不依赖空气动力，不受空气气流或天气影响；用于宇宙探索领域时，推进器在旋转时产生的持续推动力会为航天器提供持续的加速度而不是传统火箭的初速度。

附图说明：

图1为本发明的动力推进装置工作原理图；

图2为本发明的动力推进装置负载状态工作原理图；

图3-1为本发明的动力推进装置碟型结构示意图；

图3-2为本发明的动力推进装置圆锥型结构示意图；

图3-3为本发明的动力推进装置抛物面型结构示意图；

图3-4为本发明的动力推进装置串珠锥型结构示意图；

图4-1为本发明的动力推进装置伞型两对切口结构俯视示意图；

图4-2为本发明的动力推进装置伞型四对切口结构俯视示意图；

图5-1为本发明的动力推进装置伞型等径组合结构示意图；

图5-2为本发明的动力推进装置伞型不等径组合结构示意图；

其中：1为伞面结构；2为旋转轴；3为轴对称碟形面；4为轴对称圆锥形面；5为轴对称抛物面；6为串珠锥。

具体实施方式：

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

1、参见图3-1、3-2、3-3、一种对称碟形面、圆锥形面或抛物面的刚性结构统称伞面结构，材料可以是硬金属、硬合金或其他坚固的材料。其顶点向内连接有一根旋转轴与旋转动力装置相连。伞面结构以旋转轴为中轴线保持严格对称。伞面与中轴的夹角可以因应用领域、性能或用途的不同而取不同的数值，但必须不等于90°。另外，也可以设计成如图3-4中的串珠锥形，串珠锥由偶数对完全相同的刚性球在一个平面上排列成一个圆，穿过此圆中心有一根旋转轴并垂直于该平面，旋转轴顶部分别伸出同等数量的刚性连接杆与各刚性球体穿心相连并与旋转轴保持一个同样的固定夹角，此夹角也必须不等于90°。各对刚性球及其连接杆根据旋转轴保持严格对称并相互独立。材料同前述伞面结构，须确保在旋转时形状保持不变。由于工作原理相同，为叙述方便，后面涉及的“伞面”工作原理及应用时均包括串珠锥形结构；

2、如图4-1、4-2，在伞面的过轴剖面上，从伞面的边沿向顶点方向对称切开若干对切口，一般2～4对足够，切口方向是沿伞面边缘向顶点的方向，切口长短依伞面材料的成分、密度、硬度、用途的不同而有所不同，但一般不超过伞面半径的2/3以保持结构完整性、耐久性和运行稳定性。如此形成的若干“叶片”从大小、长短、面积等必须相对于旋转轴保持严格对称。切口的形成不能对“叶片”及伞面整体的强度、硬度、脆度、抗挠曲性或其他物理指标造成影响或改变。切口的存在旨在消除在伞面旋转时各部位环形应力以避免其横向抵消各质点的离心力而导致推进力分量无法获得。高速旋转时“叶片”变形程度、偏心率、抖动率，平稳性、平衡度、噪音等都是判定设计制造质量高低的重要指标；

3、如图5-1、5-2，为节省空间，增加推动力，在同一根轴上也可叠装超过一个的伞面形成一个伞面组。数量根据实际需要确定，各个伞面的直径可以有所不同，但材质要求、结构均应符合前述标准；

4、旋转动力装置可以是电动机、发动机、轮机或其他一切能产生旋转动力的设备。旋转动力装置可根据需要连接在伞面轴的内外方向均可。由于飞行姿势和状态调整对航天航空器的重心有依赖，所以航天航空器的形状和结构一般要求尽量保持圆形体或轴对称多面体及其变种。并将推进装置安装在航天航空器的重心轴上，横向操纵系统(一般就是重心调整装置)也应该安装在其附近；

5、当伞面旋转轴与旋转动力装置连接后，启动旋转动力装置带动伞面旋转而保持其原有形状不变，就会在伞面的沿轴锐角方向上产生一个推动力，推动力大小正比于叶片尺寸、质量和角速度的平方。通过在设计、制造或使用过程中调整以上指标可以调整系统的推动力大小以满足不同的性能、用途或任务要求。在飞行系统中，一般伞面中轴锐角的方向与重力的方向相反，当伞面的中轴与包括旋转动力装置在内的负载的重心重合时，系统只有在轴向方向产生推动力并轴向运动。当负载的重心离开伞面的中轴横向移动一个距离时，系统会持续朝重心偏移的方向移动直到重心与中轴重新重合为止。系统横移的速度与伞面的旋转角速度、质量、尺寸正相关，也与重心离开伞面中轴的平移距离相关。特别是重心平移距离这个指标为精确操纵系统的横向位移速度和距离提供了可能。本发明中，负载方向与伞面顶方向需要保持相反；

6、在宇宙空间飞行时，考虑到失重状态和旋转伞面启动、加速、减速和停止时扭矩的因素，可以在旋转轴上安装一个质量与伞面相当但无动力效果的扭矩平衡盘以平衡旋转扭矩；

7、旋转伞面可以作为系统的外壳成为系统结构的组成部分，这在军事上或者特殊领域有独特效果。也可单独只作为动力系统安装在系统架构内部。在只作为动力系统时，为降低空气摩擦力节约动力消耗，可将伞面运行空间隔离成一个真空腔；

8、这种旋转伞面动力装置不但可以用在航天航空领域，也可以作为陆上汽车、单人飞行、列车、坦克、水上轮船、水下潜水装置、甚至人力车等一切交通工具的动力系统。具有造价低廉、能耗低、污染小、动力强、稳定性好、安全性高、可靠性强、抗碰撞、操纵性强、能效显著等特点。特别是用在潜水艇里面，可以显著提高水下潜行速度、有效降低噪音、减少能源消耗，消除环境污染；

9、在必要时，在同一个系统内可以安装不止一个的旋转伞面动力装置用于调整姿态和灵活换向等目的。如航天器或者陆上汽车需要减速、倒车等场合；

10、在陆上、水面或水下主要作为动力装置而不用克服重力的应用领域，用机械装置调整伞面旋转轴的方向即可实现转向功能。

本发明碟形飞行器飞行原理：

如图1所示，假设两个大小、材质和重量相等的理想刚性球体A和球体B通过两个大小、材质和重量相等的刚性杆A1和B1分别以θ角与轴C在O点相交并根据轴C在同一个平面内互为镜像对称。以球体A为研究对象并假定为理想质点，当C轴按一定方向(顺时针或反时针均可)以角速度ω转动时，球体A会产生一个在旋转面上与旋转轴垂直的离心力Fc。根据作用力与反作用力原理，会在连接杆A1上产生一个拉力Fa以平衡其离心力Fc。Fa在与轴C垂直的方向上的分力Fb与离心力Fc大小相等、方向相反。并有如下关系：

Fb＝－Fc＝Fa·sinθ；(公式1)

由于连接杆的方向与Fc不在一条直线上，根据平行四边形原理，Fa除在与Fc反方向上产生一个大小相等方向相反的向心分力Fb抵消Fc外，会在垂直方向上产生一个分量Fu_a。并满足如下关系：

Fu_a＝Fa·cosθ；(公式2)

同理，在球B上也会产生一个与Fu_a大小相等、方向相同的垂直分量Fu_b。两者相叠加就能在轴C上产生一个轴向上的分力Fu，此时：

Fu＝Fu_a+Fu_b；(公式3)

根据牛顿力学关于向心力的计算公式：Fb＝mω²R，从而有：

Fu＝2·mω²L·cosθ；(公式4)

这里，m代表球体A、B的质量，R代表球体A、B离轴的直线距离(即旋转半径)，L代表连接杆的长度。

由此可知，在一个旋转体系里，如果有图一中的结构，当体系保持匀速运动时，由于对球体离心力的反作用力，在旋转轴的轴向上会产生一个分力，这个分力有如下特征：

(1)当这个分力克服自重和旋转轴上的负载后，系统有沿着轴向运动的趋势，这是该体系的轴向推进力的表现；

(2)此推进力伴随着旋转体系的旋转而产生，也随着旋转体系的停止旋转而消失，只要该体系保持旋转，不管是匀速转动还是非匀速转动，该推进力就始终存在；

(3)由公式4可知，当球体质量越大，推进力越大；同理，当角速度和连接杆长度越大，推进力也越大；而当夹角θ越大，推进力反而越小，当夹角θ＝90°时，推进力为零；

(4)此工作原理也可看成是一种把旋转能转换成推进能的有效方式。

下面进一步考查体系负载情况。

如图2所示，在有负载及重力场的情况下，负载重量为G。在系统处于旋转状态情况下，当负载重心P偏离旋转轴时，会产生一个导致旋转轴绕重心转动的力矩Fp并使旋转轴向偏离方向倾斜。在此情况下，旋转到处于偏离方向两端的球体A和球体B的重力方向会与旋转轴分别形成一个偏离角φ，此时有：

Fh_a＝(Ga+Fc_a·sinφ)/cos(θ-φ)＝Fu_a/cos(θ-φ)；(公式5)；

和

Fh_b＝(Gb-Fc_b·sinφ)/cos(θ+φ)＝Fu_b/cos(θ+φ)；(公式6)；

而此处：Ga＝Gb，各为球A和球B的重量。且：Fc_a＝Fc_b；各为球A和球B的离心力。Fh_a为Ga和Fc_a的合力，Fh_b为Gb和Fc_b的合力；Fa和Fb分别代表作用在球A和球B上的拉力，也即克服Fh_a和Fh_b的反作用力。

由于：Fh_a＝－Fa；且：Fh_b＝－Fb；

由公式5和公式6可知，处于重心偏离方向近端的球体A的离心力Fc_a与重力的合力Fh_a会大于处于重心偏离方向远端的球体B的离心力Fc_b与重力的合力Fh_b，故而克服此合力的球体A的反作用力Fa也会比球体B的反作用力Fb大。同时，Fa沿重力方向的分力Fu_a也比Fb的分力Fu_b大。如此形成一个对抗力矩Fp的反力矩Fo以矫正系统姿态而保持一种动态平衡。另一方面，由于力矩Fp导致的是系统先绕重心P转动，由此形成的反力矩Fo则是使系统绕轴与连接杆的连接点O转动，这种偏离－力矩Fp－反力矩Fo－反偏离的效果叠加结合，就会使系统沿重心与旋转轴偏离方向水平移动。事实上，这也是陀螺原理的动力学基础。

本发明的独特优势和应用前景：

1、运行原理简单，能量转换高效。特别是惯性能量转换模式彻底颠覆了传统的机械传动、空气动力或者燃烧物反作用力推动模式，是推进系统的划时代变革；

2、结构简单，造价低廉，能耗极低，操纵方便，控制简单，可靠安全。由于对材料的要求远远低于现有航空航天工业，运行时几乎没有废弃物，所需能量只需维持核心部件基本的匀速转动就可产生持续推动力，造价相对于传统的发动机要节省90％以上。用于航天器将节约大量材料和燃料，运行费用不到传统航天器的千分之一甚至万分之一。并可反复使用，寿命也比传统的航天器高很多倍；

3、用于宇宙探索领域时，由于推进器在旋转时产生的持续推动力会为航天器提供持续的加速度而不是传统火箭的初速度。所以理论上，只要材料、结构和辅助系统支持，安装本发明推进装置的航天器在速度上不受限制，甚至可以接近或达到光速。只要在能源和给养上得到有效解决，自由遨游太空，飞出太阳系乃至遍游银河系绝对不是梦想。人类的活动范围将大幅延伸；

4、不受起飞降落跑道、航线或者运行轨道的限制，直升直降，一机多用，随心所欲，无拘无束。既可在大气层中飞行，也可无碍离开大气层进入外部空间飞行，从此再无航天和航空的区别。如果结构设计合理，甚至可直接入水畅游；

5、可用于在指定轨道上安置、调整、维护及回收卫星、空间站等，比现有卫星发射方式至少节省99％的成本。也可用于处理太空垃圾；

6、不依赖空气动力，不受空气气流或天气影响。即使在飞行中发生碰撞，只要推进系统没被破坏，就没有坠机之虞，安全性高；

7、操纵灵活，利用特殊的构造和设计，可以完成瞬时起飞，空中快速急停、瞬时转向等传统航空航天器无法想像的动作。特别突出的是，在近地飞行时，横向移动的操控由于依赖的是自动重心偏移调整功能，其反应时间与重心偏离或重合的时间几乎完全一致，即取决于重心偏移或重合的快慢，所以没有横向惯性运动问题。也就是说，横向飞行的启动或停止与重心偏移位置同步，理论上都可以瞬时完成，不会像普通交通工具启动或刹车时的加速延时或有一段刹车距离。所以大大降低了空中碰撞的几率，安全性能无与伦比；

8、清洁环保节能。由于采用惯性推力，只要维持伞面旋转就能持续提供动力。能耗比常规动力大为降低，而且几乎没有污染物排放，可大幅降低环保成本。可以广泛使用太阳能电池或可充电电池做动力，紧急情况下甚至人力也可临时替用；

9、操作简单、使用方便，可满足普通人士上天翱翔的基本需求。不需要专门培养宇航员，普通人就可轻松登陆太阳系各大行星；

10、如前所述，本发明可应用在地球上一切可能的交通工具上，而且相比现在的陆上、水上和水下交通工具，其造价、费用、能耗、废气、噪声等均将大幅降低。操纵更便捷、可靠性更高；

11、本发明也可用于依照本发明原理设计的飞行或动力模型及玩具制造。

总之，本发明技术的广泛采用，将有力促进现代动力技术的快速进步和发展，并有望成为迄今为止最完美的动力推进技术解决方案。必将深刻改变人类生活及出行方式，拓展人类生存空间和宇宙资源。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员,在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述揭示的方法及技术内容作出些许的更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，仍属于本发明技术方案的范围内。

Claims (10)

1.一种用于航空航天飞行器的动力推进装置，其特征在于：由伞面结构、旋转轴和旋转动力装置构成；伞面结构连接有一根旋转轴，旋转轴与旋转动力装置相连。

2.如权利要求1所述的动力推进装置，其特征在于：所述伞面结构以旋转轴为中轴线严格对称，伞面与中轴的夹角不等于90°。

3.如权利要求1所述的动力推进装置，其特征在于：所述伞面结构是轴对称碟形面、轴对称圆锥形面或轴对称抛物面的刚性结构。

4.如权利要求1所述的动力推进装置，其特征在于：所述旋转轴叠装多个的伞面结构形成伞面结构组。

5.如权利要求1所述的动力推进装置，其特征在于：所述旋转动力装置是电动机、发动机、轮机或其他一切能产生旋转动力的设备。

6.如权利要求1所述的动力推进装置，其特征在于：所述伞面结构由串珠锥构成，串珠锥由偶数对完全相同的刚性球在一个平面上排列成一个圆，穿过此圆中心有一根旋转轴并垂直于该平面，旋转轴顶部分别伸出同等数量的刚性连接杆与各刚性球体穿心相连并与旋转轴保持一个同样的固定夹角，此夹角不等于90°；各对刚性球及其连接杆以旋转轴中心轴对称并相互独立。

7.如权利要求1所述的动力推进装置，其特征在于：所述伞面结构的过轴剖面上，从伞面结构的边沿向顶点方向对称切开2～4对切口，切口方向是沿伞面边缘向顶点的方向，切口长短不超过伞面半径的2/3。

8.如权利要求1所述的动力推进装置，其特征在于：所述动力推进装置设置在真空环境中。

9.如权利要求1、2、3、4、5、6、7或8所述的动力推进装置的用途，其特征在于：所述动力推进装置安装在航天航空飞行器的重心轴上，用于为航天航空飞行器提供动力，通过调整动力推进装置旋转轴与航天航空飞行器的重心之间的偏离角度和距离，来控制飞行器的横向飞行方向和速度。

10.如权利要求1、2、3、4、5、6、7或8所述的动力推进装置的用途，其特征在于：所述动力推进装置用于作为陆上汽车、单人飞行、列车、坦克、水上轮船、水下潜水装置、各类交通工具模型、玩具或人力车的动力系统。