CN206068196U - 轮动陀螺仪组力场发动机及新型可续能空间飞行器 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开一种轮动陀螺仪组力场发动机，包括左右对称的两个轮动陀螺仪组，形成双驱形式，每个轮动陀螺仪组包括两个陀螺仪、旋转力臂、电动机，旋转力臂两端分别与两个陀螺仪连接，旋转力臂中心位置安装在电动机转轴上，两个电动机通过刚性连接体连接。本实用新型还公开一种新型可续能空间飞行器，包括轮动陀螺仪组力场发动机、太阳能板、蓄电池组，太阳能板与蓄电池组连接，蓄电池组与轮动陀螺仪组力场发动机连接。本实用新型特点是：利用陀螺仪进动原理，将轮动陀螺仪组力场发动机作为空间飞行器动力源使用，实现空间飞行器在二维、三维坐标系中的动作方案，且工作能源可根据需要适时补充，实现空间飞行器动力源可续能特性。

Description

轮动陀螺仪组力场发动机及新型可续能空间飞行器

技术领域

本实用新型涉及航天领域，具体涉及一种轮动陀螺仪组力场发动机及新型可续能空间飞行器。

背景技术

空间飞行器是人类探索宇宙的重要工具，目前几乎所有的航天飞行均采用化学驱动，即通过喷射燃烧的化学物质来获得驱动力，这种驱动方式的最大缺陷就是驱动能源有限，并在工作环境中无法补充，因此，动力源问题也一直羁绊着人类无法在宇宙探索中走得更远。

实用新型内容

本实用新型的目的在于克服上述不足问题，提供一种轮动陀螺仪组力场发动机及新型可续能空间飞行器。

本实用新型为实现上述目的所采用的技术方案是：轮动陀螺仪组力场发动机，包括左右对称的两个轮动陀螺仪组，形成双驱形式，每个所述轮动陀螺仪组包括两个陀螺仪、旋转力臂、电动机，所述旋转力臂两端分别与两个陀螺仪连接，所述旋转力臂中心位置安装在电动机的转轴上，两个所述电动机通过刚性连接体连接。

包括两组上下对称的所述的左右对称的两个轮动陀螺仪组，形成四驱形式。

所述陀螺仪为外转子电机结构，包括陀螺仪主轴、陀螺仪转子、励磁、永磁铁，所述陀螺仪转子套装在陀螺仪主轴上，所述励磁固定安装在陀螺仪主轴外侧，所述永磁铁安装在励磁外侧并固定在陀螺仪转子上。

所述陀螺仪上安装有离心缓冲系统，所述离心缓冲系统包括至少一组在陀螺仪转子上对称安装的惯性模块，以及与惯性模块连接的弹簧，所述惯性模块在陀螺仪转子的固定轨道上移动，所述弹簧安装在固定轨道内，其另一端固定在陀螺仪转子上，所述惯性模块的质量相等，所述弹簧的弹簧力相同。

还包括轮动操控平台，所述轮动操控平台与陀螺仪、电动机连接。

空间飞行器动力源包括所述的轮动陀螺仪组力场发动机，以及太阳能板、蓄电池组，所述太阳能板与蓄电池组连接，所述蓄电池组与轮动陀螺仪组力场发动机连接。

还包括智能调控平台，所述智能调控平台与太阳能板、蓄电池组、轮动陀螺仪组力场发动机连接。

本实用新型的特点是：利用陀螺仪的进动原理，将轮动陀螺仪组力场发动机作为空间飞行器动力源使用，实现空间飞行器在二维、三维坐标系中的动作方案，并通过太阳能板、蓄电池组，使工作能源可根据需要适时补充，实现空间飞行器动力源的可续能特性。

附图说明

图1是本实用新型的轮动陀螺仪组力场发动机双驱形式的结构图。

图2是本实用新型的陀螺仪结构图。

图3是双驱形式的新型可续能空间飞行器结构图。

图4是四驱形式的新型可续能空间飞行器结构图。

图5是四驱形式下的新型可续能空间飞行器对称工作方式示意图。

图6是双驱形式下的新型可续能空间飞行器小幅度偏转示意图。

图7是光伏动力浆系统工作流程图。

图8是反向扭矩示意图。

图9是半圆周反向扭矩示意图。

图10是镜像半圆周反向扭矩示意图。

图11是半圆周反向扭矩矢量图。

图12是镜像半圆周反向扭矩轴向分析图。

图13是方向为相对坐标系竖直向上的陀螺仪组反作用力形成示意图。

图14是方向为相对坐标系竖直向下的陀螺仪组反作用力形成示意图。

图15是方向为相对坐标系逆时针做圆周切线变化的陀螺仪组反作用力形成示意图。

图16是方向为相对坐标系顺时针做圆周切线变化的陀螺仪组反作用力形成示意图。

图17是方案改进形式示意图。

图18是正弦矢量力场周期变化曲线理论图。

图19是旋转力场周期恒定直线理论图。

图20是正弦矢量力场周期变化曲线应用图。

图21是旋转力场周期恒定直线应用图。

图22是轮动陀螺仪组三维坐标系示意图。

图23是基于x轴的逆时针陀螺仪组自转反作用力形成示意图。

图24是基于x轴的顺时针陀螺仪组自转反作用力形成示意图。

图25是基于z轴的逆时针陀螺仪组自转反作用力形成示意图。

图26是基于z轴的顺时针陀螺仪组自转反作用力形成示意图。

图27是本实用新型用于航天机器人示意图。

图28是本实用新型用于航天观测示意图。

图29是本实用新型用于航天军防示意图。

图30是本实用新型用于星际探索示意图。

图31是本实用新型用于星际旅行示意图。

图32是本实用新型用于光速飞船示意图。

其中：1、轮动陀螺仪组力场发动机 11、陀螺仪 101、陀螺仪主轴 102、陀螺仪转子 103、励磁 104、永磁铁 105、惯性模块 106、弹簧 107、固定轨道 12、旋转力臂13、电动机 14、刚性连接体 15、轮动操控平台 2、太阳能板 3、蓄电池组 4、智能调控平台。

具体实施方式

如图1、2所示，本实用新型为一种轮动陀螺仪组力场发动机1，包括左右对称的两个轮动陀螺仪组，形成双驱形式，每个所述轮动陀螺仪组包括两个规格相同的陀螺仪11，以及旋转力臂12、电动机13，所述陀螺仪11采用电驱动陀螺仪，电动机13采用单轴电动机，所述旋转力臂12两端分别与两个陀螺仪11连接，所述旋转力臂12中心位置安装在电动机13的转轴上，两个所述电动机13通过刚性连接体14连接，其中刚性连接体14与旋转力臂12可根据实际应用需要设计成外壳连接、框架连接、特殊结构连接等形式，旋转力臂12在电动机13的驱动下，其两端的陀螺仪11绕电动机13转轴转动，所述陀螺仪11为外转子电机结构，包括陀螺仪主轴101（即电机定子中心轴）、陀螺仪转子102（即电机转子向外延伸部分）、励磁103、永磁铁104，所述陀螺仪转子102套装在陀螺仪主轴101上，所述励磁103固定安装在陀螺仪主轴101外侧，所述永磁铁104安装在励磁103外侧并固定在陀螺仪转子102上，所述陀螺仪11上还安装有离心缓冲系统，所述离心缓冲系统是根据物体的旋转离心特性，在陀螺仪转子102上对称安装单组或多组等质量的可沿远离陀螺仪主轴101方向移动的惯性模块105，以实现逐级提高陀螺仪旋转惯性的启停缓冲系统，所述惯性模块105与弹簧106连接，并在陀螺仪转子102的固定轨道107上移动，所述弹簧106安装在固定轨道107内，其另一端固定在陀螺仪转子102外边缘上，每个惯性模块105所连接的弹簧106的弹力相同，在陀螺仪11启动后，惯性模块105受到离心力作用沿固定轨道107向陀螺仪转子102外边缘方向移动，随着陀螺仪11转速增加而增大向外偏移的距离，进而达到增大转子转动惯量、陀螺力矩及稳定力场的目的，离心缓冲系统通过惯性模块105的离心距离与陀螺仪11转速的线性递增关系，使得陀螺仪11启动后稳定力场可以更稳定、更快捷地建立起来，从而达到优化陀螺仪启停缓冲效果的目的，所述轮动陀螺仪组力场发动机1上还设有轮动操控平台15，所述轮动操控平台15为轮动陀螺仪组力场发动机1的操控部分，其与陀螺仪11、电动机13连接，可根据工作需求调整轮动陀螺仪组的轮动方案。

本实用新型的一种轮动陀螺仪组力场发动机1可在上述基础上包括两组上下对称的所述的左右对称的两个轮动陀螺仪组，形成四驱形式，即由上下左右对称的四个轮动陀螺仪组组成，此时为减轻轮动陀螺仪组力场发动机1的重量，上下对应的两个电动机13可由一个双轴电动机代替。

本实用新型还保护一种新型可续能空间飞行器，空间飞行器的动力源包括所述轮动陀螺仪组力场发动机1，以及太阳能板2、蓄电池组3，所述太阳能板2与蓄电池组3连接，所述蓄电池组3与轮动陀螺仪组力场发动机1连接，其中蓄电池组3为轮动陀螺仪组力场发动机1供电，为其提供工作用电，太阳能板2间接为轮动陀螺仪组力场发动机1蓄能，根据工作需要为蓄电池组3补充电能，轮动陀螺仪组力场发动机1可如图3所示采用双驱形式，工作时，根据工作需要通过轮动操控平台15调整陀螺仪组的轮动方案，以完成空间飞行器的前进、后退及不同坐标轴上的空间旋转动作，轮动陀螺仪组力场发动机1也可如图4所示采用四驱形式，四驱形式是在双驱形式的基础上，上下左右对称装设四个轮动陀螺仪组的形式，工作时，如图5、6所示，在上下左右对称的四个轮动陀螺仪组轮动方案一致时，可采用陀螺仪11对称旋转的工作方式，这种方式可以消除双驱形式下左右两陀螺仪11旋转方向完全同步时所造成的空间飞行器小幅度偏转，在上下左右对称的四个轮动陀螺仪组轮动方案不一致时，亦可采用双轮动方案的组合操作方式，这种方式可以在空间飞行器完成前进动作的同时完成不同坐标轴上的旋转动作，相比双驱模式，四驱形式工作更加稳定，动作更加灵活。

新型可续能空间飞行器上还可设置对其蓄能工作进行调控的智能调控平台4（具体参数及方案可根据实际应用需要设定），以此构成空间飞行器工作中的光伏动力浆系统，如图7所示，光伏动力浆系统是在以轮动陀螺仪组力场发动机1为核心设备的基础上，配备了太阳能板2、蓄电池组3、智能调控平台4等辅助设备的可蓄能动力系统，该系统应用于空间飞行器上，适用于外太空环境下，所述智能调控平台4是由可编程智能调控系统与相应数据采集器构成，其中数据采集器可完成对飞行器外部环境及内部设备的数据实时采集，并提供给智能调控系统4调控参考，该系统可根据应用需要设计为手动模式、远程操控模式或人工智能模式，光伏动力浆系统的工作原理是通过智能调控平台4对蓄电池组3储存电量、太阳光强度、太阳光入射角度等参数的检测，根据实际工作需要完成太阳能板2空间转角调整、蓄电池组3适时充电、轮动陀螺仪组力场发动机1工作供电等设备操作，从而达到了轮动陀螺仪组力场发动机1应用过程中，工作能源可适时补充的目的，即实现了空间飞行器动力源的可续能特性。

本实用新型的工作原理如下：

陀螺仪的轴定性：当陀螺仪转子102以高速旋转时，在没有任何外力矩作用在陀螺仪上时，陀螺仪主轴101在惯性空间中的指向保持稳定不变，即指向一个固定的方向；同时反抗任何改变陀螺仪转子102轴向的力量，这种物理现象称为陀螺仪的定轴性或稳定性。

稳定力场：当陀螺仪转子102以高速旋转时，其轴定性使之产生一种稳定力场，该力场可反抗任何改变陀螺仪转子102轴向的力量，其表现形式为时时产生的力矩，这个力矩即为陀螺反抗力矩或陀螺力矩，根据角动量守恒原理可知，该力场大小与陀螺仪转子102的转动惯量、转子角速度成正比。

根据以上理论可知，如果给高速自转的陀螺仪11施加一个扭力大小为F、力臂为L的扭矩T，使其转轴改变方向并绕特定点做周期为t的顺时针公转（如图8a所示），那么此过程中陀螺仪11会时时产生一个大小等于其自身角动量，方向与之运动方向相反的反向扭力F_G，并在其运动过程中产生一个力臂为L的反向扭矩T_G（如图8b所示）。

在上述基础上，将陀螺仪11所产生的反向扭矩T_G行进轨迹平均分成左右两部分（如图9a所示），并使陀螺仪11公转到左半部分时其自身转动处于停止状态，那么就得到一个只有右半部分的反向扭矩T_GR（如图9b所示）。

在上述基础上，将该陀螺仪11的半周期运动方式在其左侧对称空间加以镜像（如图10a所示），可镜像出只有左半部分的反向扭矩T_GL（如图10b所示），将镜像之后的两组公转的圆心做刚性连接，即电动机13通过刚性连接体14连接，那么可得到作用于刚性连接体14中点的两个对称反向扭力的合力，此处称该合力为轮动陀螺仪组反作用力F_GG。

通过力学分析可知，上述轮动陀螺仪组反作用力F_GG为单一方向、周期性变化的力，具体特性分析如下：

反向扭力F_G的大小为陀螺仪11在高速自转并以一定角速度公转过程中每秒产生反抗力矩的等效力大小，其方向为陀螺仪11运动的圆形轨迹切线方向（如图11所示 ）。

因此，每个反向扭力F_G行进过程均可拆分成无数个点，其中每个点上的力又可等效成x轴方向与y轴方向的合力（如图12a所示），通过受力分析可知，反向扭力x轴上的分向力F_Gx与其整体的比值为该扭力方向与x轴夹角ɑ的余弦值，反向扭力y轴上的分向力F_Gy与其整体的比值为该阻力方向与x轴夹角ɑ的正弦值；因此，镜像后的两个反向扭力x轴方向的合力为两个大小相等，方向相反的反向扭力x轴分向力叠加，即F_Gx’=0，y轴方向的合力为两个大小相等，方向相同的反向扭力y轴分向力叠加，即F_Gy’=2F_Gy=2sinɑF_G（如图12b所示）。

因此，轮动陀螺仪组反作用力F_GG的大小与单个陀螺仪11所产生的反向扭力F_G成2倍正弦关系，方向为y轴上的合力方向，作用点为旋转力臂12中点。

通过上述分析可知，在一组镜像运动的轮动陀螺仪组中，右侧陀螺仪11做右半周顺时针公转，同时左侧陀螺仪11做左半周逆时针公转，可得到一个2倍正弦周期变化，方向为相对该二维坐标系竖直向上的陀螺仪组反作用力F_GG（up）（如图13所示 ）。

同理可得，在一组镜像运动的轮动陀螺仪组中，右侧陀螺仪11做右半周逆时针公转，同时左侧陀螺仪11做左半周顺时针公转，可得到一个2倍正弦周期变化，方向为相对该二维坐标系竖直向下的轮动陀螺仪组反作用力F_GG（down）（如图14所示）。

同理亦可得出，在一组镜像运动的轮动陀螺仪组中，右侧陀螺仪11做右半周顺时针公转，同时左侧陀螺仪11做左半周顺时针公转，可得到一个恒定的，大小为2倍反向扭力，方向为相对该二维坐标系逆时针做圆周切线变化的轮动陀螺仪组反向扭力F_{GG（round1）}（如图15所示 ）。

同理可得，在一组镜像运动的轮动陀螺仪组中，右侧陀螺仪11做右半周逆时针公转，同时左侧陀螺仪11做左半周逆时针公转，可得到一个恒定的，大小为2倍反向扭力，方向为相对该二维坐标系顺时针做圆周切线变化的轮动陀螺仪组反向扭力F_{GG（round2）}（如图16所示）。

通过轮动陀螺仪组匀速轮流运转的机械方式，持续产生具有一定方向的轮动陀螺仪组反作用力，并通过改变轮动陀螺仪组的轮动方式改变其反作用力的方向，即可产生一种周期性变化的可定向力场，称该力场为正弦矢量力场，亦可产生一种恒定的方向成圆周切线变化的力场，称该力场为旋转力场。

上述4组运动方案中，轮动陀螺仪组在公转的整个周期中，有半个周期处于停止自转状态，因此，上述方案所产生的相应力场均为周期性间断的力场，即不连续力场，因此在上文基础上，将上述所有方案中单个陀螺仪11做半周期自转的公转方式（如图17a所示）均改进为两个相对圆周圆心对称的陀螺仪11做轮流半周期公转（如图17b所示），即可得到相同方式下半公转路径上的满周期自转效果（如图17c所示），即可得到不间断的，可持续产生的正弦矢量力场或旋转力场。

通过上述分析可绘制出，方案改进后正弦矢量力场的周期变化曲线（如图18所示）与旋转力场的周期变化直线（如图19所示）。

由于轮动陀螺仪组立场发动机1在工作过程中，轮动陀螺仪组启动与停止的缓冲过程，其正弦矢量力场的周期变化曲线下端会出现一定的缓冲过渡（如图20所示 ），旋转力场的周期变化直线周期交汇处会出现一定的缓冲过渡（如图21所示 ）。

上述正弦矢量力场周期变化曲线与旋转力场周期变化直线即为轮动陀螺仪组力场发动机1作为空间飞行器动力源应用的工作特性曲线。

正弦矢量力场可通过轮动陀螺仪组轮动的机械方式持续产生，并可通过改变轮动陀螺仪组轮动方式而改变方向，因此，本实用新型的轮动陀螺仪组力场发动机1可作为一种动力源应用于空间飞行器上。

上述四个方案所描述的正弦矢量力场适用于空间飞行器在任何方向上的直线运动，其描述的旋转力场只适用于以空间飞行器为基准的水平面上的向左、向右旋转。

用于空间飞行器在三维空间的另外两维平面的旋转方案如下：

空间飞行器自身所处平面在其直线运动的中心轨迹为x轴，旋转力场使之旋转的中心轴为y轴，那么在三维空间可以建立三维坐标系z轴（如图22所示 ）。

上述方案中的旋转力场可实现空间飞行器在x轴、z轴所构成的平面上，以y轴为轴心做顺/逆时针的旋转动作。

在上述方案的基础上，将四个陀螺仪11同时调整到自身转轴与x轴平行的位置（如图23a所示），此时将四个陀螺仪11公转停止，自转启动，并相对y轴与z轴所构成的平面同时做顺时针自转（如图23b所示），通过力学分析可得出四个陀螺仪11旋转惯性所产生的反作用力的合力，在旋转力臂12中心处产生一个逆时针旋转的扭矩，从而实现空间飞行器在y轴与z轴所构成的平面上，以x轴为轴心做逆时针的旋转动作（如图23c所示）。

同理可得，将四个陀螺仪11同时调整到自身转轴与x轴平行的位置（如图24a所示），此时将四个陀螺仪11公转停止，自转启动，并相对y轴与z轴所构成的平面同时做逆时针自转（如图24b所示），便实现空间飞行器在y轴与z轴所构成的平面上，以x轴为轴心做顺时针的旋转动作（如图24c所示）。

同理亦可得，在上述方案的基础上，将四个陀螺仪11同时调整到自身转轴与z轴平行的位置（如图25a），此时同样将四个陀螺仪11公转停止，自转启动，并相对x轴与y轴所构成的平面同时做顺时针自转（如图25b），通过力学分析可得出四个陀螺仪11旋转惯性所产生的反作用力的合力，在旋转力臂12中心处产生一个逆时针旋转的扭矩，从而实现空间飞行器在x轴与y轴所构成的平面上，以z轴为轴心做逆时针的旋转动作（如图25c）。

同理可得，将四个陀螺仪11同时调整到自身转轴与z轴平行的位置（如图26a），此时将四个陀螺仪11公转停止，自转启动，并相对x轴与y轴所构成的平面同时做逆时针自转（如图26b），便实现空间飞行器在x轴与y轴所构成的平面上，以z轴为轴心做顺时针的旋转动作（如图26c）。

以上为轮动陀螺仪组力场发动机1作为空间飞行器动力源使用，实现空间飞行器在三维坐标系中的直线运动，三维空间旋转等动作的方案。

以上八种运动方案均可通过轮动操控平台操作控制。

本实用新型的新型可续能空间飞行器可用于航天机器人（如图27所示）、航天观测（如图28所示）、航天军防（如图29所示）、星际探索（如图30所示）、星际旅行（如图31所示）、光速飞船（如图32所示）等领域。

基于本实用新型的新型可续能空间飞行器在上述领域中的应用，下面对其在光速飞船理论模型上的应用进行粗略计算。

1、参数设定

新型可续能空间飞行器体积：小于75 m³

轮动陀螺仪组力场发动机的驱动形式：四驱形式

双轴电动机：采用超低速大扭矩电动机

数量：2 台

额定转速：6.5 r/min

额定角速度：0.68 rad/s

额定扭矩：2200 N.m（力臂：1m）

额定功率：1.5 kW

质量：100 kg（m₁）

陀螺仪：采用高速大功率外转子电动机

数量：8台

额定转速：3000 r/min（含负载）

额定角速度：314 rad/s

额定扭矩：950 N.m（力臂：0.7m）

额定功率：0.3 kW

质量：12 kg（m₂，负载部分为10.5kg）

蓄电池组：采用高密度锂电池

存储电量：30000 Wh

重量：50 kg（m₃）

太阳能板：采用超轻柔性太阳能板

功率：6 kW

重量：120kg（m₄）

外壳及框架：采用超轻高强度合金

重量：80kg（m₅）

根据上述参数的可下调裕度，其它配件重量可忽略不计，进而得新型可续能空间飞行器总重量m=m₁*2+m₂*8+m₃+m₄+m₅=100*2+12*8+50+120+80=546 kg。

以上参数来自于百度搜索，均为国产民用设备参数，如果从专业角度按目前最新科技设计，可在此基础上相应提高，本参数仅供粗略计算参考。

2、理论计算

根据陀螺仪进动特性可知：Ω=M/H

其中：Ω - 陀螺仪进动角速度（0.68 rad/s，见双轴电动机参数）

M-外力矩（即为陀螺仪反向扭矩T_GR）

H–陀螺仪转子动量矩

因此，单台陀螺仪所产生的反向扭矩为：

T_GR=M=H*Ω=0.68H

根据角动量守恒原理可知：

H=J*ω

其中：J –陀螺仪转子转动惯量

ω–陀螺仪转子角速度（314rad/s，见陀螺仪参数）

因此，单台陀螺仪所产生的反向扭矩为：

T_GR=0.68H=0.68 J*ω

根据经典力学原理可知：

J=m*r²

其中：m – 陀螺仪转子质量（10.5 kg，见陀螺仪参数）

r – 转子质点到陀螺仪轴心距离（0.7 m，见陀螺仪参数）

因此，4台陀螺仪所产生的反向扭矩为：

T_MIX=4T_GR=4H*Ω=4J*ω*Ω=4m* r²*ω*Ω=4*10.5*0.7²*314*0.68

≈4394.24 N.m

因为单台双轴电动机额定扭矩为2200 N.m，并且4394.24 N.m≤2200 N.m *2，所以该配置可以满足可续能空间飞行器正常工作需求。

根据杠杆原理可知

F_MAX=T_MIX/L

其中：F_MAX – 陀螺仪组反作用力F_GG的最大值

L – 轮动陀螺仪组反向扭矩力臂（1 m，见双轴电动机参数）

因此，轮动陀螺仪组反作用力最大值为：

F_MAX=4394.24 N

根据正弦波特性可知：

F_MEAN=F_MAX*K

其中：F_MEAN – 陀螺仪组反作用力F_GG的平均值

K–正弦波平均值系数（0.6366）

因此，新型可续能空间飞行器上正弦矢量立场所产生的平均推力为：

F= F_MEAN=4394.24*0.6366≈2797.37 N.m

根据动量守恒原理可知：

Ft=mv

其中：F –正弦矢量立场所产生的平均推力

m–光速飞船总重量

v- 光速（3*10⁵ km/s）

因此，新型可续能空间飞行器速度从0达到光速所需要的时间为：

t=mv/F=546*3*10⁵*10³/2797.37=58659848.09 s

≈16294.40 h

≈679 day

因此，根据加速度公式可以进一步计算出新型可续能空间飞行器速度从0达到光速所形式的直线距离：

S=（1/2）at²=（1/2）(v/t)t²=（1/2）vt=0.5*3*10⁵*58659848.09

≈8.80*10¹² km

≈58824.37 AU

≈0.854 ly

其中：AU - 天文单位，1AU=149597870.7 km

Ly - 光年，1ly≈9.46*10¹² km

3、结论

天文学家普遍认为50亿年前形成太阳及其行星的星云残余物质包围着太阳系，并称之为奥尔特云，是一个假设包围着太阳系的球体云团，布满着不少不活跃的彗星，距离太阳约50000至100000个天文单位，差不多等于一光年。

通过上述计算可知新型可续能空间飞行器的光速飞船模型在不间断供电的情况下，持续做加速直线运动，可在到达奥尔特云时接近光速，当然考虑到太阳光的传播过程衰减，以及太阳能板的工作效率，目前人类科技尚无法使该模型在驶入奥尔特云之前达到光速，不过本实用新型所描述的新型可续能空间飞行器达到光速的可能性仍是存在的，前提假设该飞行器即光速飞船模型可以在不减速的状态下顺利穿越奥尔特云，并在无任何阻碍的情况下飞入其它类似太阳系的星系，从而继续得到类似太阳光的能源补给，进而有望将该模型的直线飞行速度提高至接近光速。

以上所述，仅为本实用新型较佳的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型披露的技术范围内，根据本实用新型的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。

Claims (8)

1.轮动陀螺仪组力场发动机，其特征在于：包括左右对称的两个轮动陀螺仪组，形成双驱形式，每个所述轮动陀螺仪组包括两个陀螺仪（11）、旋转力臂（12）、电动机（13），所述旋转力臂（12）两端分别与两个陀螺仪（11）连接，所述旋转力臂（12）中心位置安装在电动机（13）的转轴上，两个所述电动机（13）通过刚性连接体（14）连接。

2.如权利要求1所述的轮动陀螺仪组力场发动机，其特征在于：包括两组上下对称的所述的左右对称的两个轮动陀螺仪组，形成四驱形式。

3.如权利要求1或2所述的轮动陀螺仪组力场发动机，其特征在于：所述陀螺仪（11）为外转子电机结构，包括陀螺仪主轴（101）、陀螺仪转子（102）、励磁（103）、永磁铁（104），所述陀螺仪转子（102）套装在陀螺仪主轴（101）上，所述励磁（103）固定安装在陀螺仪主轴（101）外侧，所述永磁铁（104）安装在励磁（103）外侧并固定在陀螺仪转子（102）上。

4.如权利要求3所述的轮动陀螺仪组力场发动机，其特征在于：所述陀螺仪（11）上安装有离心缓冲系统，所述离心缓冲系统包括至少一组在陀螺仪转子（102）上对称安装的惯性模块（105），以及与惯性模块（105）连接的弹簧（106），所述惯性模块（105）在陀螺仪转子（102）的固定轨道（107）上移动，所述弹簧（106）安装在固定轨道（107）内，其另一端固定在陀螺仪转子（102）上，所述惯性模块（105）的质量相等，所述弹簧（106）的弹簧力相同。

5.如权利要求1或2或4所述的轮动陀螺仪组力场发动机，其特征在于：还包括轮动操控平台（15），所述轮动操控平台（15）与陀螺仪（11）、电动机（13）连接。

6.如权利要求3所述的轮动陀螺仪组力场发动机，其特征在于：还包括轮动操控平台（15），所述轮动操控平台（15）与陀螺仪（11）、电动机（13）连接。

7.新型可续能空间飞行器，其特征在于：空间飞行器动力源包括权利要求1-5任一权利要求所述的轮动陀螺仪组力场发动机（1），以及太阳能板（2）、蓄电池组（3），所述太阳能板（2）与蓄电池组（3）连接，所述蓄电池组（3）与轮动陀螺仪组力场发动机（1）连接。

8.如权利要求7所述的新型可续能空间飞行器，其特征在于：还包括智能调控平台（4），所述智能调控平台（4）与太阳能板（2）、蓄电池组（3）、轮动陀螺仪组力场发动机（1）连接。