螺旋式飞箭的制作方法

本实用新型涉及一种螺旋式飞箭。

背景技术：

当今卫星、宇宙飞船等航天器都以燃烧液氢、三级点火的火箭作为运载工具，成绩斐然.但面对未来航天发展的需要，现代火箭和飞船、宇宙空间站等都存在以下短板：1.发射火箭所必需的两级氧化剂箱、两级燃烧剂箱、两级主动发动机、四个助推器、助推器发动机等整个动力系统就占用火箭大半个空间，不仅大量消耗能源，使火箭无法轻量化，而且严重挤占其遥感类、通信类、导航类、科学类及其它有效载荷；2.由于火箭和各种航天器能源不能自给，携带多少燃料能源是能够续航多远的决定因素，这就决定它们的续航能力都很有限；3.由于卫星在太空中主要靠火箭发动机对轨道和姿态进行调整，火箭燃料耗尽，直接影响和决定卫星寿命仅一两年、至十年；4.尽管火箭外壳有整流罩保护，并采用夹层结构和铝合金蜂窝夹芯结构共用的复合结构的保护，但是，其运载的卫星、飞船等也必然受到气动力作用和气动加热的影响，难免粒子流对箭体和箭内人员、设备的辐射，且整流罩保护与保持良好的无线电波穿透性之间存在难以调和的矛盾，尤其经过电离层时，高速的摩擦使火箭如过火焰山，在黑障区域信号中断，有的甚至烧毁成为太空垃圾，整流罩脱落的事故也时有发生；5.火箭只能是发射运载功能，不能直接设计为更多功能的高速航空器、航海器；6.火箭的发射对气候条件、地址环境、发射架设施等都有苛刻的要求，造价较高；6.无论是锥形头火箭，还是三角形、蜻蜓形无人机等各种外形的航天器，都不是真正的高速度流线型，都不具有旋光功能，虽有特殊涂料，也不能真正隐身；7.火箭及各种航天器普遍不能回收，因此造成很严重的浪费；8.即使个别航天设备可以回收，但是回收过程中撑起的降落伞也存在很大的安全隐患。

目前，科学家正在研制光子火箭。其推进系统是直径达几十平方千米的凹面反射镜，但是，其研制过程中所要消耗的能量也是无法承受的，尤其光子束能量极大，尽管对正氢、反氢贮箱设有防护屏，也难免使人员、仪器设备遭受辐射伤害，会对环境造成严重破坏，特殊情况下还会造成运载的飞船等航天器材烧毁等后果，因此，如何根据发展需求研制出新型的航空设备已成为了一个重要的课题。

技术实现要素：

本实用新型的目的是提供一种利用旋转式上升和降落的方式解决能源消耗严重且持续动能不足和速度缓慢以及载荷能力差及存在一定安全隐患等问题的螺旋式飞箭。

本实用新型所提出的螺旋式飞箭包括螺旋形箭体和操控组件，以及发射组件，其中，螺旋形箭体包括侧面设置有舱盖的中空螺杆和设置在中空螺杆内的长轴承，以及分别设置在中空螺杆上下顶端且与长轴承连接的箭首舵和箭尾舵，所述长轴承内嵌套有内轴管，两侧分别设置有分离架，该内轴管通过圆轴承与长轴承相连接，且箭首舵和箭尾舵与长轴承的连接部分别安装有连轴器；操控组件则包括设置在内轴管内的载人舱和两端封闭且内部安装有发电机组的上管体与下管体，所述载人舱与上下管体之间均设置有设备舱，且内轴管各舱段内均设置有传感器，所述上管体与下管体分别设置在设备舱的上端部与下端部，且在上管体与下管体的内轴管与长轴承之间均设置有收推式管件，而发电机组则包括发电机和电动机，其设置于管体内设备舱的上端部；发射组件包括固定安装于地面上且内部设置有驱动组件的支撑台和设置于支撑台顶部的限位筒，以及与限位筒相接触的弹性杆件，所述驱动组件包括通过两侧滚轮与弹性杆件相连接的电动机，以及设置在电动机与弹性杆件间的传感器，其中，限位筒顶部设置有与弹性杆件相接触的筒盖，且该筒盖中部区域与限位筒底部均设置有与箭首舵或箭尾舵形状所对应的圆形凹槽，而所述弹性杆件则间隔一定距离设置于限位筒两侧，其底部穿过支撑台上的通孔与电动机两侧滚轮相连接，顶部则设置有弧形件，且在所述飞箭落地位置还设置有回收装置，该回收装置包括箱体和设置在箱体内且底部安装有圆形凹槽的螺旋体，以及设置在箱体顶部间隔一定距离设置的限位架，所述螺旋体与圆形凹槽呈列阵排列，且该螺旋体与螺旋式飞箭反方向契合。

本实用新型所提出的螺旋式飞箭可满足运载飞箭、卫星飞箭、宇宙飞船箭、宇宙空间站双飞箭、导弹及反导飞箭、鱼雷飞箭、航空母舰托底的螺旋阵列飞箭、无人机飞箭、个人飞行箭等多种模式及各类气候与环境要求，其通过发射组件，并利用中空螺杆作为飞箭的壳体，以单发、连发、组发等方式使该飞箭的中空螺杆进行高速旋转并产生加速度，从而实现上升或降落，其中，飞箭是按照中空螺杆外部螺纹向上或向下转动来实现上升或降落，通过该种结构，能够充分实现能源自给自足，并进一步减轻箭体自身重量从而有效增强载荷能力，且在飞箭下降的过程中，不仅可有效控制降落速度，而且可以使该飞箭顺利降落到事先设定好的回收装置内，而飞箭上升的过程中，可通过箭首舵和箭尾舵随连轴器的相对转动而进行转向，有效控制箭体飞行姿态和方向，既具有速度迅捷、位置准确、机动性强等特点，又避免了热障、黑障等现象发生并减少对箭体内人员和设备的辐射；同时在内轴管内设置有载人舱、设备舱、传感器和发电机组，其中，进入载人舱内的操作者可以进行空中作业，而设备舱内的遥感类、通信类、导航类等相关设备可随时与地面的设备进行联系与呼应，且通过传感器和发电机组还可以达到非常理想的作业效果；另外，在长轴承两侧分离架上装载有卫星、飞船、导弹等军事及航天器材，以使该飞箭即可以作为军用的设备，也可作为民用的设备，同时，该螺旋式飞箭具有旋光功能，可有效迷惑或致盲敌方雷达，隐身作用很显著，且回收装置能够给予降落有效的安全保障，避免降落时所带来的巨大安全隐患。

附图说明

附图1是本实用新型所提出的螺旋式飞箭的整体外观结构示意图

附图2是图1的剖面结构示意图

附图3是图2中设置在中空螺杆内的长轴承剖面结构示意图

附图4是该螺旋式飞箭中发射组件的整体外观结构示意图

附图5是实施例1中该螺旋式飞箭发射状态示意图

附图6是实施例2中该螺旋式飞箭发射状态示意图

附图7是实施例3中该螺旋式飞箭发射状态示意图

附图8是实施例4中该螺旋式飞箭发射状态示意图

附图9是该螺旋式飞箭中回收装置的整体外观结构示意图

具体实施方式

实施例1

该螺旋式飞箭包括由中空螺杆1、长轴承2、箭首舵3、箭尾舵4构成的螺旋形箭体和操控组件5，以及发射组件6，其中，中空螺杆1的外表面设置有螺纹11和用于操控人员进入箭体内的舱盖12；所述长轴承2设置在中空螺杆1的内部，且其两侧分别设置有分离架21，长轴承2内嵌套有内轴管13，该内轴管13则通过圆轴承14与长轴承2相连接，所述分离架21上装载有卫星、飞船、导弹等军事及航天器材；而所述箭首舵3和箭尾舵4分别设置在中空螺杆1的上下两个端部，该箭首舵3和箭尾舵4的结构基本相同，且箭首舵3和箭尾舵4同长轴承2的连接部分别安装有连轴器33。

所述操控组件5包括分别设置在内轴管内的载人舱51和两端封闭且内部安装有发电机组54的上管体521与下管体522，所述载人舱51与上下管体之间均设置有设备舱55，且内轴管各舱段内均设置有传感器53；所述上管体521与下管体522分别设置在设备舱55的上端部与下端部，且在上管体521与下管体522的内轴管与长轴承之间均设置有收推式管件56，而发电机组则包括发电机541和电动机542，其设置于管体内设备舱的上端部。

所述发射组件6包括固定安装于地面且内部设置有驱动组件7的支撑台68和设置于支撑台68顶部的限位筒61，以及与限位筒61相接触并能够将其有效打开的弹性杆件62，所述驱动组件7包括通过两侧滚轮64与弹性杆件62相连接的电动机71，以及设置在电动机与弹性杆件间的传感器72；其中，限位筒61顶部设置有与弹性杆件62相接触的筒盖67，且该筒盖67中部区域与限位筒61底部均设置有与箭首舵或箭尾舵形状所对应的圆形凹槽66，所述圆形凹槽66可根据飞箭发射方式及数量进行设置，本实施例中飞箭发射方式为单发，故该圆形凹槽66设置为一个；而所述弹性杆件62间隔一定距离设置于限位筒61两侧，其底部穿过支撑台上的通孔63与电动机两侧滚轮64相连接，顶部则设置有弧形件65。

另外，在所述飞箭落地位置还设置有回收装置8，该回收装置8包括箱体81和设置于箱体内且底部安装有圆形凹槽82的螺旋体84，以及设置在箱体顶部间隔一定距离设置的限位架83，所述螺旋体与圆形凹槽呈列阵排列，该螺旋体84外表面设置有螺纹，其与螺旋式飞箭外表面所设置的螺纹反方向契合。

该螺旋式飞箭发动前，先将单个飞箭放置于限位筒61底部的圆形凹槽66上，操控组件内发电机组驱使螺旋形箭体旋转，当螺旋形箭体转数达到一定临界点后，驱动组件7驱使弹性杆件62弹开筒盖67，与此同时，弧形件65抓合中空螺杆1外表面所设置的螺纹11进行滑动，进一步形成合力并射出箭体，该箭体射出后，在与空气流、水流、光流等环境流体的相对高速旋转中，将气动阻力转化为巨大的漩涡反推力，进一步产生加速度，加大动能，从而实现飞速上升与降落，在此过程中，既有效避免了热障、黑障等现象的发生，又减少对箭体内人员和设备的辐射。

该螺旋式飞箭降落时，箭体滑动插入回收装置8内两个相对设置的螺旋体84之间并使其外螺纹与螺旋体84的外螺纹互相契合，从而对降落所产生的冲击力进行有效缓冲，进一步提升安全保障，避免安全隐患。

实施例2

该螺旋式飞箭包括由中空螺杆1、长轴承2、箭首舵3、箭尾舵4构成的螺旋形箭体和操控组件5，以及发射组件6，其中，中空螺杆1的外表面设置有螺纹11；所述长轴承2设置在中空螺杆1的内部，且其两侧分别设置有分离架21，长轴承2内嵌套有内轴管13，该内轴管13则通过圆轴承14与长轴承2相连接，所述分离架上21装载有卫星、飞船、导弹等军事及航天器材；而所述箭首舵3和箭尾舵4分别设置在中空螺杆1的上下两个端部，该箭首舵3和箭尾舵4的结构基本相同，且箭首舵3和箭尾舵4同长轴承2的连接部分别安装有连轴器33。

所述操控组件5包括分别设置在内轴管内的武器舱51和两端封闭且内部安装有发电机组54的上管体521与下管体522，所述武器舱51与上下管体之间均设置有设备舱55，且内轴管各舱段内均设置有传感器53；所述上管体521与下管体522分别设置在设备舱55的上端部与下端部，且在上管体521与下管体522的内轴管与长轴承之间均设置有收推式管件56，而发电机组则包括发电机541和电动机542，其设置于管体内设备舱的上端部。

所述发射组件6包括固定安装于地面且内部设置有驱动组件7的支撑台68和设置于支撑台68顶部的限位筒61，以及与限位筒61相接触并将其有效打开的弹性杆件62，所述驱动组件7包括通过两侧滚轮64与弹性杆件62相连接的电动机71，以及设置在电动机与弹性杆件间的传感器72；其中，限位筒61顶部设置有与弹性杆件62相接触的筒盖67，且该筒盖67中部区域与限位筒61底部均设置有与箭首舵或箭尾舵形状所对应的圆形凹槽66，所述圆形凹槽66可根据飞箭发射方式及数量进行设置，本实施例中飞箭发射方式为连发，故该圆形凹槽66设置为一个；而所述弹性杆件62间隔一定距离设置于限位筒61两侧，其底部穿过支撑台上的通孔63与电动机两侧滚轮64相连接，顶部则设置有弧形件65。

本实施例中，该螺旋式飞箭为导弹及反导弹飞箭模式，在该种模式下，所述箭首舵3和箭尾舵4均作为导引部，而载人舱51则作为武器舱，因其为导弹及反导弹飞箭模式，故发射方式为连发，且无需设置回收装置。发动前，先将一组飞箭共同放置于限位筒61底部的圆形凹槽66上，支撑架上设置有轨道(图中未给出)，通过该轨道将飞箭逐一运送至限位筒61内，操控组件内发电机组驱使螺旋形箭体旋转，当螺旋形箭体转数达到一定临界点后，驱动组件7驱使弹性杆件62弹开筒盖67，与此同时，弧形件65抓合中空螺杆1外表面所设置的螺纹11进行滑动，进一步形成合力并射出箭体，该箭体射出后，在与空气流、水流、光流等环境流体的相对高速旋转中，将气动阻力转化为巨大的漩涡反推力，进一步产生加速度，加大动能，从而实现飞速上升与降落，在此过程中，既有效避免了热障、黑障等现象的发生，又减少对箭体内人员和设备的辐射。

实施例3

该螺旋式飞箭包括由中空螺杆1、长轴承2、箭首舵3、箭尾舵4构成的螺旋形箭体和操控组件5，以及发射组件6，其中，中空螺杆1的外表面设置有螺纹11；所述长轴承2设置在中空螺杆1的内部，且其两侧分别设置有分离架21，长轴承2内嵌套有内轴管13，该内轴管13则通过圆轴承14与长轴承2相连接，所述分离架上21装载有卫星、飞船、导弹等军事及航天器材；而所述箭首舵3和箭尾舵4分别设置在中空螺杆1的上下两个端部，该箭首舵3和箭尾舵4的结构基本相同，且箭首舵3和箭尾舵4同长轴承2的连接部分别安装有连轴器33。

所述操控组件5包括分别设置在内轴管内的仪器舱51和两端封闭且内部安装有发电机组54的上管体521与下管体522，所述仪器舱51与上下管体之间均设置有设备舱55，且内轴管各舱段内均设置有传感器53；所述上管体521与下管体522分别设置在设备舱55的上端部与下端部，且在上管体521与下管体522的内轴管与长轴承之间均设置有收推式管件56，而发电机组则包括发电机541和电动机542，其设置于管体内设备舱的上端部。

所述发射组件6包括固定安装于地面且内部设置有驱动组件7的支撑台6和设置于支撑台6顶部的限位筒61，以及与限位筒61相接触并能够将其有效打开的弹性杆件62，所述驱动组件7包括通过两侧滚轮64与弹性杆件62相连接的电动机71，以及设置在电动机与弹性杆件间的传感器72；其中，限位筒61顶部设置有与弹性杆件62相接触的筒盖67，且该筒盖67中部区域与限位筒61底部均设置有与箭首舵或箭尾舵形状所对应的圆形凹槽66，所述圆形凹槽66可根据飞箭发射方式及数量进行设置，本实施例中飞箭发射方式为组发，故该圆形凹槽66设置为4个；而所述弹性杆件62间隔一定距离设置于限位筒61两侧，其底部穿过支撑台上的通孔63与电动机两侧滚轮64相连接。

另外，在所述飞箭落地位置还设置有回收装置8，该回收装置8包括箱体81和设置于箱体内且底部安装有圆形凹槽82的螺旋体84，以及设置在箱体顶部间隔一定距离设置的限位架83，所述螺旋体与圆形凹槽呈列阵排列，该螺旋体84外表面设置有螺纹，其与螺旋式飞箭外表面所设置的螺纹反方向契合。

本实施例中，该螺旋式飞箭为无人机飞箭模式，因其为无人机飞箭模式，故发射方式为组发，发动前，将一组四个飞箭共同放置于限位筒61底部的圆形凹槽66上，使外围的三发飞箭与中间单独的飞箭外表面设置的螺纹11相互契合，当操控组件内发电机组驱使螺旋形箭体旋转达到一定临界点时，驱动组件7驱使弹性杆件62弹开筒盖67，与此同时，外围的三发飞箭作为助推器协助该单发飞箭发射，从而达到更优的发射效果，在此过程中，既有效避免了热障、黑障等现象的发生，又减少对箭体内人员和设备的辐射。

该螺旋式飞箭降落时，箭体滑动插入回收装置8内两个相对设置的螺旋体84之间并使其外螺纹与螺旋体84的外螺纹互相契合，从而对降落所产生的冲击力进行有效缓冲，进一步提升安全保障，避免安全隐患。

实施例4

该螺旋式飞箭包括由中空螺杆1、长轴承2、箭首舵3、箭尾舵4构成的螺旋形箭体和操控组件5，以及发射组件6，其中，中空螺杆1的外表面设置有螺纹11和用于操控人员进入箭体内的舱盖12；所述长轴承2设置在中空螺杆1的内部，且其两侧分别设置有分离架21，长轴承2内嵌套有内轴管13，该内轴管13则通过圆轴承14与长轴承2相连接，所述分离架上21装载有卫星、飞船、导弹等军事及航天器材；而所述箭首舵3和箭尾舵4分别设置在中空螺杆1的上下两个端部，该箭首舵3和箭尾舵4的结构基本相同，且箭首舵3和箭尾舵4同长轴承2的连接部分别安装有连轴器33。

所述操控组件5包括分别设置在内轴管内的载人舱51和两端封闭且内部安装有发电机组54的上管体521与下管体522，所述载人舱51与上下管体之间均设置有设备舱55，且内轴管各舱段内均设置有传感器53；所述上管体521与下管体522分别设置在设备舱55的上端部与下端部，且在上管体521与下管体522的内轴管与长轴承之间均设置有收推式管件56，而发电机组则包括发电机541和电动机542，其设置于管体内设备舱的上端部。

所述发射组件6包括固定安装于地面且内部设置有驱动组件7的支撑台68和设置于支撑台68顶部的限位筒61，以及与限位筒61相接触并将其有效打开的弹性杆件62，所述驱动组件7包括通过两侧滚轮64与弹性杆件62相连接的电动机71，以及设置在电动机与弹性杆件间的传感器72；其中，限位筒61顶部设置有与弹性杆件62相接触的筒盖67，且该筒盖67中部区域与限位筒61底部均设置有与箭首舵或箭尾舵形状所对应的圆形凹槽66，所述圆形凹槽66可根据飞箭发射方式及数量进行设置，本实施例中飞箭发射方式为并排发射，故该圆形凹槽66设置为2个；而所述弹性杆件62间隔一定距离设置于限位筒61两侧，其底部穿过支撑台上的通孔63与电动机两侧滚轮64相连接，顶部则设置有弧形件65。

另外，在所述飞箭落地位置还设置有回收装置8，该回收装置8包括箱体81和设置于箱体内且底部安装有圆形凹槽82的螺旋体84，以及设置在箱体顶部间隔一定距离设置的限位架83，所述螺旋体与圆形凹槽呈列阵排列，该螺旋体84外表面设置有螺纹，其与螺旋式飞箭外表面所设置的螺纹反方向契合。

本实施例中，该螺旋式飞箭为宇宙空间站双飞箭模式，因其为宇宙空间站双飞箭模式，故发射方式为双发，发动前，将两个飞箭共同并排放置于限位筒61底部的圆形凹槽66上，使他们之间外表面所设置的螺纹11相互契合，当操控组件内发电机组驱使螺旋形箭体旋转时，驱动组件7驱使弹性杆件62弹开筒盖67，与此同时，弧形件65抓合中空螺杆1外表面所设置的螺纹11进行滑动，进一步形成合力并射出箭体，该箭体射出后，在与空气流、水流、光流等环境流体的相对高速旋转中，将气动阻力转化为巨大的漩涡反推力，进一步产生加速度，加大动能，从而实现飞速上升与降落，在此过程中，既有效避免了热障、黑障等现象的发生，又减少对箭体内人员和设备的辐射。

该螺旋式飞箭降落时，箭体滑动插入回收装置8内两个相对设置的螺旋体84之间并使其外螺纹与螺旋体84的外螺纹互相契合，从而对降落所产生的冲击力进行有效缓冲，进一步提升安全保障，避免安全隐患。