一种电动火箭

一种电动火箭属于航天航空宇航领域，具体属于一种电动火箭。

活动领域从陆地、海洋、空中扩展到太空或是宇宙一直是人类梦寐以求的目标。从 1957年10月4 日, 前苏联成功发射了世界上第一颗人造地球卫星, 至如今2016年10月为 止的航空航天活动，人类活动尚未离开太阳系，所使用的运载火箭都是化学燃料的燃烧提 供的推力，不适于长距离、长时间、高速、航天及深空宇航。

为了克服现有的飞行器，如飞机、导弹、火箭等飞行运载工具需要大量的、超高速 的消耗燃料、不适宜高速长久的移动等问题，发明了“一种电动火箭”取代现有的系列化学 燃料火箭，本发明一种电动火箭使得若干种飞行器的移动动力由化学燃料燃烧产生的推力 或动力变为通电导线在电磁场和/或永久强磁场中所受的电磁力或洛伦磁力，配合超导导 线及大功率直流电源如直流核电效果更好。

本发明“一种电动火箭”的结构如下：

1）所述一种电动火箭的主体部分是有若干厚度外壳、有上下底面的复合刚性材料制作 的中空的圆柱体，所述圆柱体的下底面厚度大于圆柱体的外壳或大于上底面的厚度，圆柱 体的上底面上部有同样大小底面的圆锥形整流罩，所述圆锥形整流罩的底面即是圆柱体的 上底面，圆柱体的上底面上部周边与圆锥形整流罩的下底面的周边焊接固定连接在一起， 所述圆锥形整流罩的底面有门与圆柱体联通，所述门上有密封件，使得所述门与底面和/或 圆柱体密封良好，所述圆柱体外壳外表面下部和下底面下部焊接和/或螺丝固定有2~4个稳 定尾翼，在2~4个稳定尾翼之间有螺丝固定的箭体照明灯，所述箭体照明灯通过电力线与自 动和/或手动控制电路板或系统电性连接，

2）在所述圆锥形整流罩底部的横隔板上面有使用螺丝固定的雷达，所述雷达是机载合 成孔径雷达和/或机载相控阵雷达和/或激光雷达和/或量子雷达或若干种类雷达，在圆锥 形整流罩的外表面上有螺丝密封固定的雷达天线，所述螺丝上有密封件，在圆锥形整流罩 的外表面和/或稳定尾翼外边缘有使用螺丝固定的红和/或白和/或绿防撞灯兼航行 灯，所述雷达、和/或所述雷达天线、红和/或白和/或绿防撞灯兼航行灯分别与自动 和/或手动控制电路板或系统电性连接，所述雷达可应用于导弹防御和空间探测，和/或接 受地面导航台的遥控，

3）在所述圆柱体内部由上至下依次有360°头转向动力部，有至少一个或若干个上升动 力部，有电力供应部，有乘员部，有载物部，有绕圆柱体横截面圆心转动动力部，有360°尾转 向动力部，所述各部之间有若干厚度的横隔板相互分隔，所述横隔板的周边处通过焊接和/ 或螺丝固定在圆柱体内表面上，上下横隔板之间有一高度，所述横隔板的边缘和/或中心有 空心圆通道或门和楼梯与各部联通，横隔板上有向上开的与乘员部和/或载物部圆柱体外 壳上与外壳密封良好的门结构一样的与横隔板和/或圆柱体密封良好的门，所述门上有密 封件，在各个部的内部上面的横隔板下表面均有通过电力线与自动和/或手动控制电路板 或系统电性连接的照明灯，

4）在所述圆柱体的下底面下部有焊接和/或螺丝固定的相距若干距离的竖直排列并平 行的有若干厚度的两个口字形落地支架，落地支架上部有与落地支架是一体的与圆柱体底 面等大的圆形或上下两边平行、左右两圆边在圆柱体下底面边缘上的有若干厚度的承重托 板，所述承重托板上有若干螺丝孔，上述所使用的螺丝上有密封件，另有2个较大的圆孔，分 别透过圆柱体下底面的高强度透明半球形保护罩，两个口字形落地支架之间有通过焊接 和/或螺丝固定的两个连接横梁，

5）在每个所述上升动力部内有一个动力单元组，在动力单元组内以上升动力部上面的 横隔板下表面圆心为中心，在横隔板下表面的若干同心圆与直径的对称交点上均匀分布有 向上方凹进的凹槽内有通过螺丝和/或固定压板固定的若干双绞线形动力单元，或在横隔 板下表面上若干同心圆与直径的对称交点上均匀分布有通过螺丝和/或圆柱形外壳兼压板 固定的若干圆柱形动力单元，每个动力单元的作用力方向均垂直于横隔板向上，全部动力 单元均分别通过各自的电力线与自动和/或手动控制电路板或系统电性连接，

6）在电力供应部内部下面的横隔板上有通过螺丝固定的直流电源，所述直流电源是若 干高能蓄电池组和/或化学燃料直流发电机，和/或是直流核电电源，所述直流电源与自动 和/或手动控制电路板或系统电性连接，化学燃料直流发电机包括化学燃料储存罐、液化氧 气罐或液化空气罐、发电机、一种电动火箭外部一侧的进气口和/或螺丝固定的空气逆止阀 和另一侧的排气口和/或螺丝固定的空气逆止阀、空气压缩机，

7）在乘员部内部下面的横隔板上有宇航员用人体工程学躺椅，人体工程学躺椅旁侧位 置有控制台，所述控制台内有自动和/或手动控制电路板或系统，所述控制台上有若干按钮 和/或旋钮，若干按钮和/或旋钮包括但不限于电源开关，箭体照明灯电性开关，雷达电性开 关，和/或雷达天线电性开关，红和/或白和/或绿防撞灯兼航行灯及照明灯的电性开 关，360°头转向动力部、上升动力部、和/或电力供应部、和/或乘员部、和/或载物部、绕圆柱 体横截面圆心转动动力部、360°尾转向动力部内的若干动力单元和/或动力单元组和/或若 干动力单元小组和/或若干个若干动力单元小组的电性开关和/或电流强度调节旋钮和/或 转向旋钮或转向按钮，包括广角落地探照灯电性开关和/或电流强度调节旋钮、广角长焦距 监控摄像头电性开关和/或焦距调节旋钮和/或转动旋钮，监控显示器的电性开关和/或亮 度、颜饱和度、对比度的调节旋钮，激光照射灯电性开关和/或转动旋钮和/或电流强度调 节旋钮，小型天文望远镜监控摄像头电性开关和/或转动旋钮和/或焦距调节旋钮，在乘员 部内部上面的横隔板下表面上和/或圆柱体外壳内表面的基座上有监控显示器，在乘员部 圆柱体的外壳上有与外壳密封良好的内开门及固定的舷窗，门及舷窗上有密封件，舷窗玻 璃包括内层承压玻璃和外层承压玻璃，舷窗玻璃全部表面上有隔热层，门上有弹子锁、有开 关把手、有转动手柄，所述门上有闭门器（结构或同楼宇单元门的加强型闭门器兼合页）和/ 或合页，所述闭门器的一端在门的中心位置上，另一端在圆柱体外壳内表面的基座上，和/ 或所述合页的一端在门的内部边缘上闭门器基座一侧，另一端在圆柱体外壳内表面的闭门 器的基座上，密封件为特种硅橡胶密封材料，密封件耐高低温，在宇宙真空的超低温中不变 性，密封件或是管状或空心管形密封带，或横截面是E形或u形或扁平密封带，监控显示器、 控制台与自动和/或手动控制电路板或系统电性连接，

8）在载物部内部有与载物部等高的横截面直径较小的空心圆柱形卫生间，所述卫生间 的上下底面周边处通过焊接和/或螺丝分别密封固定在载物部的上下横隔板上，卫生间侧 面有门，内部有照明灯，有焊接和/或螺丝固定的无水坐便器，所述螺丝上有密封件，在载物 部圆柱体的外壳上有与乘员部的门结构一样的与外壳密封良好的较大的内开门，门上有密 封件、有弹子锁、有开关把手、有转动手柄，所述门上有闭门器（结构或同楼宇单元门的加强 型闭门器兼合页）和/或合页，所述闭门器的一端通过螺丝固定在门的中心位置上，另一端 通过螺丝固定在圆柱体外壳内表面的基座上，和/或所述合页的一端通过螺丝固定在门的 内部边缘上闭门器基座一侧，另一端通过螺丝固定在圆柱体外壳内表面的闭门器的基座 上，在下面横隔板上使用螺丝固定有同样或是飞机货舱底部的可以放置并固定小型集装板 和/或小型集装箱的滚轴及固定系统，

9）在绕圆柱体横截面圆心转动动力部内部，有与圆柱体横隔板垂直的过横隔板直径的 有若干厚度的长方体竖隔板，所述竖隔板的与横隔板垂直的两边分别焊接和/或螺丝固定 在所述圆柱体的外壳内表面上，在所述竖隔板的上下两面靠近圆柱体外壳内表面的基座上 均有通过螺丝固定的若干动力单元，每个动力单元的作用力方向垂直于并作用于所述竖隔 板，若干动力单元分别通过各自的电力线与自动和/或手动控制电路板或系统电性连接，位 于竖隔板与圆柱体外壳内表面交界处的不同面上的一对或若干对动力单元同时加电后，能 使一种电动火箭绕圆柱体横截面圆心顺时针或逆时针转动，所述长方体竖隔板的竖直方向 的中间部分或可断开若干距离，

所述中间部分断开若干距离的长方体竖隔板可用在圆柱体外壳内表面上有若干高度 的若干厚度的口子型基板替换，口子型基板内部垂直于横隔板的两个基板边内侧使用螺丝 固定有若干动力单元，若干动力单元的作用力方向分别垂直于两个基板边向外，

10）在所述360°头转向动力部和360°尾转向动力部内部，沿着圆柱体的外壳内表面与 横隔板交线的圆环之上的若干基座上使用螺丝和/或固定压板固定有若干双绞线形动力单 元或圆柱形动力单元，每个动力单元的作用力方向均垂直于外壳向外，全部动力单元分别 通过电力线与自动和/或手动控制电路板或系统电性连接，在所述360°尾转向动力部下底 面上的2个较大的圆孔上有使用螺丝和/或密封件固定的高强度透明半球形保护罩，如石英 玻璃半球形保护罩，在一个半球形保护罩内有通过螺丝固定的广角落地探照灯，在另一个 半球形保护罩内有通过螺丝固定的监控方向可调的广角长焦距监控摄像头，所述半球形保 护罩的内外表面镀有透明的隔热层，

11）所述双绞线形动力单元结构是由一端闭合连接的、另一端由通过电力线与自动和/ 或手动控制电路板或系统电性连接的若干条双绞线组成，

12）圆柱形动力单元结构是，在若干砸线圈组成的圆柱形线圈的外侧表面和/或圆柱形 线圈的空心轴外侧扣合有磁场方向一致的电磁铁和/或永久强磁铁轴瓦的任意组合，圆柱 形线圈和/或电磁铁和/或永久强磁铁轴瓦外部有圆柱形外壳兼压板，圆柱形线圈和/或电 磁铁导线分别通过电力线与自动和/或手动控制电路板或系统电性连接，所述圆柱形线圈 的空心轴内侧有与横隔板焊接在一起或与横隔板自成一体的实心轴，所述实心轴起到固定 圆柱形线圈力的方向的作用，

本发明一种电动火箭所述不同的各部内的若干动力单元或全部是双绞线形动力单元， 或全部是圆柱形动力单元，或是双绞线形动力单元与圆柱形动力单元的任意组合，

本发明另一结构1，在上述结构基础上，可在一种电动火箭的圆锥形整流罩外表面上2 个较大的圆孔上使用螺丝和/或密封件固定有高强度透明半球形保护罩，如石英玻璃半球 形保护罩，在一个半球形保护罩内通过螺丝固定有激光照射灯，在另一个半球形保护罩内 通过螺丝固定有监控方向可调的小型天文望远镜监控摄像头，所述半球形保护罩的内外表 面镀有透明的隔热层，激光照射灯及监控摄像头分别与自动和/或手动控制电路板或系统 电性连接，

本发明另一结构2，和/或在上述结构基础上，在电力供应部和/或乘员部和/或载物部 内部，沿着圆柱体外壳内表面与横隔板交线的圆环之上有或焊接有若干基座，在所述若干 基座上使用螺丝和/或固定压板固定有若干双绞线形动力单元或圆柱形动力单元，每个动 力单元的作用力方向均垂直于外壳向外；在绕圆柱体横截面圆心转动动力部内部和/或 360°尾转向动力部内部下面的横隔板上空余的地方有或焊接有若干基座，在所述若干基座 上使用螺丝和/或固定压板固定有若干双绞线形动力单元或圆柱形动力单元作为一种电动 火箭的刹车动力装置，若干动力单元的作用力方向均垂直于横隔板向下，上述全部动力单 元分别通过电力线与自动和/或手动控制电路板或系统电性连接，

本发明另一结构3，根据实用新型专利“一种可见光隐身球”，申请号：2016202324014， 授权公告号CN 205537346 U，授权公告日2016. 08. 31的结构、权利要求、说明书、说明书 附图描述，在本发明一种电动火箭的内外表面和/或门内外结构上使用上述专利和/或其隐 身层结构，能够使得本发明一种电动火箭的乘员视野更开阔，或能够使得本发明一种电动 火箭在需要时在可见光范围内隐身，或发出高亮光，

本发明动力单元另一种结构——方柱形动力单元，在若干长宽高体积的长方体导线或 导电金属板两侧夹有磁场方向一致的电磁铁和/或永久强磁铁，所述长方体导线或导电金 属板和/或电磁铁和/或永久强磁铁外部或有方柱形外壳兼压板，长方体导线或导电金属板 和电磁铁导线分别通过电力线与自动和/或手动控制电路板或系统电性连接。

本发明所述的任意若干电力线或导线和/或电磁铁导线和/或任意动力单元的电 力线或导线外表面均有绝缘层，所述长方体导线或导电金属板自身或有绝缘层或与横隔 板、与电磁铁和/或永久强磁铁、与方柱形外壳兼压板均绝缘。

所述一种电动火箭的圆锥形整流罩、中空的圆柱体外壳、稳定尾翼、横隔板、竖隔 板、门、楼梯、人体工程学躺椅、卫生间、无水坐便器、实心轴、螺丝和/或若干硬件壳体的材 料是复合刚性材料，所述复合刚性材料包括钛、钛合金，和/或烯合金，和/或高强度碳纤维， 和/或陶瓷，和/或铝合金，和/或若干种类的合金，具有密度小、耐高低温、耐腐蚀强度高的 特性，雷达与直流电源采用一样的焊接和/或螺丝固定在横隔板上的方法，固定电源的金属 底板与金属压板焊接和/或螺丝固定成一个整体。本发明所述隔热层是如氧化锆层。

一种电动火箭的操作方法：

起飞： 一种电动火箭竖直放置时，给控制台接通直流电源，打开电源开关，给一个和/ 或若干个上升动力部内的一个和/或若干个动力单元组同时加电，或在每个动力单元组内 以在同一个半径上的动力单元为一个小组，将每个动力单元组内的若干动力单元分为若干 个动力单元小组，若干个动力单元小组按一定的顺序如顺时针或逆时针分时加电，或同时 保证不同动力单元组内的同时加电的动力单元小组位于同一个竖直平面上，位于同一个竖 直平面上的若干个动力单元小组同时加电，或若干个相邻的所述位于同一个竖直平面上的 若干个动力单元小组同时加电，旋转电流强度调节旋钮，将电流强度由零开始逐渐加大，所 述一种电动火箭缓慢上升，或使电流强度迅速增大，所述一种电动火箭则迅速上升，电流强 度在一定值时，所述一种电动火箭悬停在空中；

调姿：当一种电动火箭处于上升或悬停在空中时，旋转转向旋钮或按下转向按钮，分别 给所述360°头转向动力部和360°尾转向动力部的作用力方向相反的动力单元成对加电，可 使一种电动火箭向360°头转向动力部加电的动力单元的作用力方向调姿或转向或转弯，其 余方向同理调资或转向或转弯，若作用力方向相同的动力单元同时加电，则一种电动火箭 向着同时加电的动力单元共同作用力方向横移，其余方向亦同理横移，

给绕圆柱体横截面圆心转动动力部内的动力单元分别成对加电，如给作用力方向同样 是逆时针的动力单元同时加电，可以使得一种电动火箭在仰视时绕圆柱体横截面圆心逆时 针转动，或给作用力方向同样是顺时针的动力单元同时加电，可以使得一种电动火箭在仰 视时绕圆柱体横截面圆心顺时针转动；

刹车：一种电动火箭在移动的过程中需要减速或停车时，按下刹车动力装置的动力单 元的电性开关，给刹车动力装置的动力单元加电，或按下相关动力单元的电性开关，给作用 力方向与移动方向相反的动力单元加电，或将作用力方向与移动方向相同的动力单元暂时 断电，待调姿后使得头朝后，尾朝前时，再给作用力方向与移动方向相反的动力单元加电， 使得一种电动火箭的移动速度减速或迅速减速或停止，或同时给作用力方向与重力方向相 反的动力单元加电，使得一种电动火箭悬停在空中，

降落：飞行过程中的一种电动火箭降落时，通过旋转转向旋钮和/或按下转向按钮调 姿，使得一种电动火箭头朝上尾朝下，旋转相关的电流强度调节旋钮，使得一个和/或若干 个上升动力部内的一个和/或若干个动力单元组，或位于同一个竖直平面上的若干个动力 单元小组，或若干个相邻的所述位于同一个竖直平面上的若干个动力单元小组的电流强度 由大逐渐减小到零，同时通过监控显示器，查看落地位置，使得一种电动火箭缓慢平稳落于 平地。

本发明有益效果

一种电动火箭在一个和/或若干个上升动力部内的一个和/或若干个动力单元组，或位 于同一个竖直平面上的若干个动力单元小组，或若干个相邻的所述位于同一个竖直平面上 的若干个动力单元小组分时顺序加电的动力单元的作用下，使得一种电动火箭不受外部因 素影响，只要电力供应部的直流电源充足，即可随时飞行、悬停，在太空亦是如此，取代了需 要大量高速燃烧化学燃料而产生推力的化学火箭。

图1是一种电动火箭结构组合之一纵截面效果示意图，

图2是一个双绞线形动力单元组内每个双绞线形动力单元与自动和/或手动控制电路 板或系统电性连接，自动和/或手动控制电路板或系统与电力供应部的直流电源电性连接 的仰视图示意图，其中虚线框内为单个双绞线形动力单元，F是动力单元组的作用力方向，

图3是图2的纵截面示意图，F是动力单元组的作用力方向，

图4是单个圆柱形动力单元结构之一，f是动力单元的作用力及其方向，

图5是图4的仰视示意图，及圆柱形线圈横截面示意图，f是动力单元的作用力及其方 向，

图6是单个圆柱形动力单元结构之二，f是圆柱形动力单元的作用力及其方向，

图7是一种电动火箭圆柱体横隔板下面焊接或与横隔板自成一体的与横隔板同样材料 的固定圆柱形动力单元圆柱形线圈的实心轴，

图8是360°尾转向动力部的圆柱形动力单元在一种电动火箭圆柱体外壳上安装结构横 截面仰视图示意图，

图9是360°头转向动力部的圆柱形动力单元在一种电动火箭圆柱体外壳上安装结构横 截面仰视图示意图，

图10是一种电动火箭绕圆柱体横截面圆心转动动力部结构横截面仰视图示意图，

图11是乘员部上面的横隔板下表面上使用螺丝固定的监控显示器固定结构纵截面示 意图，

图12是乘员部圆柱体的外壳上与外壳密封良好的舷窗及其密封结构纵截面示意图，

图13是360°头转向动力部和360°尾转向动力部内的单个双绞线形动力单元安装结构 纵截面示意图，双绞线形动力单元通过螺丝固定在外壳内表面的基座上，

图14是360°尾转向动力部内嵌的广角落地探照灯安装结构纵截面示意图，

图15是360°尾转向动力部内嵌的监控方向可调的广角长焦距监控摄像头安装结构纵 截面示意图，

图16a是使用螺丝固定4个躺椅腿基板的宇航员用人体工程学躺椅固定结构示意图，

图16b是圆柱体侧面下部的2~4个稳定尾翼之间的箭体照明灯固定结构示意图，及稳定 尾翼上红和/或白和/或绿防撞灯兼航行灯安装结构示意图，

图17a是一种电动火箭内部横隔板上向上开的与乘员部和/或载物部圆柱体外壳上与 外壳密封良好的门结构一样的与横隔板和/或圆柱体密封良好的门的纵截面详细示意图，

图17b是乘员部和/或载物部圆柱体的外壳上与外壳密封良好的门横截面俯视结构示 意图，

图17c是电源的固定安装结构图示意图，

图17d是闭门器内部结构示意图，其中d1是门关闭时的状态，d2是门打开时的状态，

图17e是一种电动火箭的乘员部和/或载物部在圆柱体外壳上的门同时有合页和闭门 器时的结构示意图，

图18是乘员部和/或载物部圆柱体的外壳上与外壳密封良好的门在内部平视结构示意 图，其下面的图是左侧门锁的横截面仰视图及其斜视透视图的示意图，

图19a是圆锥形整流罩外表面上的雷达天线安装示意图，

图19b是圆锥形整流罩外表面上的雷达天线纵截面结构及与雷达、电源电性连接示意 图，

图20a是使用螺丝固定在横隔板下表面上的方柱形动力单元仰视图示意图之一，在长 方体通电导线的两侧夹有磁场方向一致的永久强磁铁，

图20b是使用螺丝固定在横隔板下表面上的方柱形动力单元透视图示意图之二，在长 方体通电导线的两侧夹有磁场方向一致的电磁铁，

图21a是载物部内部下面横隔板上的同样或是飞机货舱底部的可以放置并固定小型集 装板和/或小型集装箱的滚轴及固定系统的照片，

图21b是一种电动火箭结构组成示意图，

附图标记说明：

1——圆锥形整流罩，2——一种电动火箭的圆柱体的外壳，3——虚线框内为上升动力 部，内有一个动力单元组，4——稳定尾翼，5——虚线框内为电力供应部，6——虚线框内为 乘员部，7——虚线框内为载物部，8——虚线框内为360°尾转向动力部，9——直流电源，

10——自动和/或手动控制电路板或系统，

12——监控方向可调的广角长焦距监控摄像头、广角落地探照灯与自动和/或手动控 制电路板或系统电性连接的电力线示意图，13——红和/或白和/或绿防撞灯兼航行 灯，

14——每个动力单元与自动和/或手动控制电路板或系统电性连接的来电电力线，

15——每个动力单元与自动和/或手动控制电路板或系统电性连接的去电电力线，

16——落地支架，17——监控方向可调的广角长焦距监控摄像头，

18——广角落地探照灯，19——圆柱体或360°尾转向动力部的下底面，

20——螺丝，21——动力单元的电力线或导线，22——固定压板，

23——永久强磁铁轴瓦或电磁铁轴瓦的N极，

24——永久强磁铁轴瓦或电磁铁轴瓦的S极，

25——圆柱形动力单元圆柱形线圈外表面的包装绝缘层，

26——固定圆柱形动力单元圆柱形线圈力的方向的实心轴，

27——圆柱形动力单元的圆柱形外壳，28——圆柱形动力单元的圆柱形外壳上的散热 孔，

29——方柱形动力单元外壳上的散热孔，

30——虚线框内为上升动力部内部一个圆柱形动力单元，50——方柱形动力单元的外 壳兼压板，60——乘员部圆柱体外壳上的门，61——监控显示器，

62——乘员部圆柱体外壳上的舷窗，63——宇航员用人体工程学躺椅，

64——自动和/或手动控制电路板或系统的控制台，65——躺椅腿基板，

66——控制台上的若干按钮和/或旋钮，70——载物部圆柱体外壳上的门，

71——空心圆柱形卫生间，72——无水坐便器，73——卫生间的门，

74——虚线框内为载物部内部下面横隔板上使用螺丝固定的同样或是飞机货舱底部 的可以放置并固定小型集装板和/或小型集装箱的滚轴及固定系统，

75——滚轴，76——固定系统的一部分，80——是横隔板上向上开的门，

90——固定电源的金属底板，91——与金属底板焊接和/或螺丝固定成一整体的金属 压板，

92——化学燃料发电机的进气口，93——化学燃料发电机的排气口，94——空气逆止 阀，

100——雷达天线，110——雷达，111——360°头转向动力部，

119——绕圆柱体横截面圆心转动动力部，130——箭体照明灯，160——承重托板，

211——虚线框内是360头转向动力部、一个或若干上升动力部之间空心圆通道，

212——22与27组成的圆柱形动力单元的圆柱形外壳兼压板，213——横隔板，

1101——360°尾转向动力部左向动力单元，其作用力为f8，图示方向向左，

1102——360°尾转向动力部前向动力单元，其作用力为f5，图示方向向前，

1103——360°尾转向动力部右向动力单元，其作用力为f6，图示方向向右，

1104——360°尾转向动力部后向动力单元，其作用力为f7，图示方向向后，

1105——360°头转向动力部左向动力单元，其作用力为F6，图示方向向左，

1106——360°头转向动力部前向动力单元，其作用力为F7，图示方向向前，

1107——360°头转向动力部右向动力单元，其作用力为F8，图示方向向右，

1108——360°头转向动力部后向动力单元，其作用力为F5，图示方向向后，

1701——高强度透明半球形保护罩，1703——密封件，

6002——弹子锁的弹子，6003——弹性件，

6004——一种电动火箭的门的转动手柄，

6005——一种电动火箭的门的开关把手，

6006——一种电动火箭的门的闭门器（结构或同楼宇单元门的加强型闭门器兼合页），

6007——闭门器内部的弹性件，6008——门与圆柱体内表面基座之间连接的合页，

6202——内层承压玻璃，6203——外层承压玻璃，

6204——内层承压玻璃和外层承压玻璃全部表面上所镀的若干厚度的隔热层，及高强 度透明半球形保护罩1701表面的隔热层，

11901——绕圆柱体横截面圆心转动动力部的圆柱形动力单元之一，

11902——绕圆柱体横截面圆心转动动力部的圆柱形动力单元之二，

11903——绕圆柱体横截面圆心转动动力部的圆柱形动力单元之三，

11904——绕圆柱体横截面圆心转动动力部的圆柱形动力单元之四。

为了使本发明易于理解，参照说明书附图1~21b进一步说明，

实施例，1）首先制作一种电动火箭的主体部分，即有若干厚度外壳2、有上下底面的复 合刚性材料制作的中空的圆柱体，所述圆柱体的下底面厚度大于圆柱体的外壳厚度或大于 上底面的厚度，在圆柱体的下底面使用螺丝20固定落地支架16，圆柱体上底面上有同样大 小底面的圆锥形整流罩1，圆柱体的上底面上部周边与圆锥形整流罩1的下底面的周边焊接 固定，所述圆锥形整流罩1的底面即圆柱体的上底面有与底面密封良好的向上开的门80与 圆柱体联通，圆柱体内焊接固定有若干个横隔板213，在横隔板213中部的通道上使用螺丝 20及闭门器6006安装向上开的门80，所述门80上面和/或上述所述螺丝上有密封件1703，圆 柱体外壳2外表面下部和/或下底面下部焊接固定有2~4个复合刚性材料制作的稳定尾翼4， 在2~4个稳定尾翼4之间有螺丝20固定的箭体照明灯130，箭体照明灯130与自动和/或手动 控制电路板或系统10电性连接，如说明书附图1、16b、17a、17d所示，

2）在圆锥形整流罩1下底面上使用螺丝20固定机载合成孔径雷达110，在圆锥形整流罩 1的外表面上使用螺丝20固定雷达天线100，所述螺丝上有密封件1703，所述雷达天线100与 雷达110电性连接，在圆锥形整流罩1的外表面及稳定尾翼4外边缘使用螺丝20固定红和/ 或白和/或绿防撞灯兼航行灯13，所述雷达110、和/或雷达天线100、红和/或白和/ 或绿防撞灯兼航行灯13与自动和/或手动控制电路板或系统10电性连接，如说明书附图 1、16b、19所示，

3）在360°头转向动力部111和360°尾转向动力部8内，沿着圆柱体外壳2内表面与横隔 板213交线的圆环之上的若干基座上使用螺丝20分别固定有圆柱形动力单元1105、1106、 1107、1108，1101、1102、1103、1104，所述圆柱形动力单元1101~1108分别通过电力线与自动 和/或手动控制电路板或系统10电性连接，如说明书附图1、8、9所示，

4）在一个和/或多个上升动力部3内部上面的横隔板213的下表面上，以横隔板213圆心 为中心，在若干同心圆与直径的对称交点上使用螺丝20固定若干圆柱形动力单元，所述圆 柱形动力单元分别通过电力线与自动和/或手动控制电路板或系统10电性连接，如说明书 附图1、2所示，

5）在电力供应部5内部下面的横隔板213上使用螺丝20固定若干高能蓄电池组或直流 核电电源——即直流电源9，所述自动和/或手动控制电路板或系统10与直流电源9电性连 接，如说明书附图1、17c所示，

6）在乘员部6内部下面的横隔板213上表面有使用螺丝20固定4个躺椅腿基板的宇航员 用人体工程学躺椅63，控制台64通过螺丝20固定在下面的横隔板213上人体工程学躺椅63 旁侧位置，自动和/或手动控制电路板或系统10通过螺丝20固定安装在控制台64内，将控制 台64上的若干按钮和/或旋钮分别与自动和/或手动控制电路板或系统10对应部分电性连 接，在乘员部6上面的横隔板213的下表面和/或圆柱体外壳2内表面的基座上，使用螺丝20 分别有固定监控显示器61，在圆柱体外壳2上使用螺丝20及密封件1703固定舷窗62，将闭门 器6006的一端通过螺丝20固定在内开的门60的中心位置，另一端通过螺丝20固定在圆柱体 外壳2内表面的基座上，所述门60和/或螺丝20上有密封件1703，所述监控显示器61与自动 和/或手动控制电路板或系统10电性连接，如说明书附图1、11、12、16a、17b、18所示，

7）在载物部7内部将卫生间71的上下底面周边焊接固定在上下横隔板213上，在下面的 横隔板213上使用螺丝20固定无水坐便器72，将闭门器6006的一端通过螺丝20固定在门70 的中心位置，另一端通过螺丝20固定在圆柱体外壳2内表面的基座上，所述门70和/或螺丝 20上有密封件1703，在下面的横隔板213上使用螺丝20固定同样或是飞机货舱底部的可以 放置并固定小型集装板和/或小型集装箱的滚轴及固定系统74，如说明书附图1、17b、18、21 所示，

8）在绕圆柱体横截面圆心转动动力部119内，将与圆柱体横隔板213垂直的过横隔板直 径的有若干厚度的所述长方体竖隔板的与横隔板垂直的两边分别焊接固定在圆柱体外壳 内表面上，在所述竖隔板靠近圆柱体外壳内表面的基座上使用螺丝20固定安装若干圆柱形 动力单元11901、11902、11903、11904，每个动力单元的作用力方向垂直于并作用于所述竖 隔板，所述若干圆柱形动力单元11901、11902、11903、11904分别通过电力线与自动和/或手 动控制电路板或系统10电性连接，如说明书附图10所示，

9）在360°尾转向动力部的底面上2个较大的圆孔上使用螺丝20密封固定安装2个高强 度透明半球形保护罩1701，分别在2个透明半球形保护罩1701内使用螺丝20密封固定安装 有监控方向可调的广角长焦距监控摄像头17及广角落地探照灯18，所述螺丝20和/或高强 度透明半球形保护罩1701上有密封件1703，所述监控方向可调的广角长焦距监控摄像头17 和/或广角落地探照灯18分别通过电力线与自动和/或手动控制电路板或系统10电性连接， 如说明书附图14、15所示，

10）一种电动火箭全部安装完毕后，进入调试阶段，

起飞： 一种电动火箭竖直放置时，给控制台64接通直流电源9，打开电源开关，给一个 和/或若干个上升动力部3内的一个和/或若干个动力单元组同时加电，或在每个动力单元 组内以在同一个半径上的动力单元为一个小组，将每个动力单元组内的若干动力单元分为 若干个动力单元小组，若干个动力单元小组按一定的顺序如顺时针或逆时针分时加电，或 同时保证不同动力单元组内的同时加电的动力单元小组位于同一个竖直平面上，位于同一 个竖直平面上的若干个动力单元小组同时加电，或若干个相邻的所述位于同一个竖直平面 上的若干个动力单元小组同时加电，旋转电流强度调节旋钮，将电流强度由零开始逐渐加 大，所述一种电动火箭缓慢上升，或使电流强度迅速增大，所述一种电动火箭则迅速上升， 电流强度在一定值时，所述一种电动火箭悬停在空中，如说明书附图1所示，

11）调姿：当一种电动火箭处于上升或悬停在空中时，旋转转向旋钮或按下转向按钮， 分别给所述360°头转向动力部111和360°尾转向动力部8的作用力方向相反的圆柱形动力 单元1105、1106、1107、1108、 1101、1102、1103、1104成对加电，如作用力方向相反的动力单 元1107与1101同时加电，可使一种电动火箭如说明书附图1所示右向或向360°头转向动力 部111加电的动力单元1107的作用力方向调姿或转向或转弯，其余方向同理调资或转向或 转弯，若作用力方向相同的动力单元1101与1105同时加电，则一种电动火箭如说明书附图1 所示可以左向或向着同时加电的动力单元1101与1105的共同作用力方向横移，其余方向亦 同理横移，如说明书附图1、8、9所示，

给绕圆柱体横截面圆心转动动力部119内的圆柱形动力单元11901、11902、11903、 11904，分别成对加电，如给作用力方向同样是逆时针的11901与11904动力单元同时加电， 可以使得一种电动火箭在仰视时绕圆柱体横截面圆心逆时针转动，或给作用力方向同样是 顺时针的11902与11903动力单元同时加电，可以使得一种电动火箭在仰视时绕圆柱体横截 面圆心顺时针转动，如说明书附图10所示；

12）刹车：一种电动火箭在移动的过程中需要减速或停车时，按下刹车动力装置的动力 单元的电性开关，给刹车动力装置的动力单元加电，或按下相关动力单元的电性开关，给作 用力方向与移动方向相反的动力单元加电，或将作用力方向与移动方向相同的动力单元暂 时断电，待调姿后使得头朝后，尾朝前时，再给作用力方向与移动方向相反的动力单元加 电，使得一种电动火箭的移动速度减速或迅速减速或停止，或同时给作用力方向与重力方 向相反的动力单元加电，使得一种电动火箭悬停在空中，如说明书附图1所示，

13）降落：飞行过程中的一种电动火箭降落时，通过旋转转向旋钮和/或按下转向按钮 调姿，使得一种电动火箭头朝上尾朝下，旋转相关的电流强度调节旋钮，使得一个和/或若 干个上升动力部3内的一个和/或若干个动力单元组，或位于同一个竖直平面上的若干个动 力单元小组，或若干个相邻的所述位于同一个竖直平面上的若干个动力单元小组的电流强 度由大逐渐减小到零，同时通过监控显示器61，查看落地位置，使得一种电动火箭缓慢平稳 落于平地，如说明书附图1所示，实施例及其部分操作完成。

综上所述，以上本发明实施例及其参数，并非用以限制本发明，尽管本说明书及实 施例已对本发明进行了较详细的说明，本领域普通技术人员应理解，能够对本发明的设计 方案或技术方案进行修改和同等替换，在不脱离本发明结构方案及动力单元的加电方法的 前提下，本发明还会有若干变化和改进，根据本发明的特征、一种电动火箭的外壳结构、动 力单元结构及其数量与外壳结合方案、动力单元的结构组合而制作的若干种电动火箭和/ 或飞行器，如一种电动火箭的无乘员部和/或有乘员部的外壳为圆柱体壳体、和/或铁饼形 壳体、和/或球形壳体、和/或蝶型壳体和/或若干种类形体的一种电动火箭，和/或动力单元 的数量或与一种电动火箭外壳的结合组合方案，如360°头转向动力部、上升动力部、电力供 应部、乘员部、载物部、绕圆柱体横截面圆心转动动力部、360°尾转向动力部各部上下顺序 任意组合，和/或雷达的种类如使用激光雷达和/或量子雷达时，根据实用新型专利“一种可 见光隐身球”，申请号：2016202324014的隐身层的结构，将激光雷达的激光器和/或量子雷 达光束发射器的光束出口端插入一种电动火箭内部的圆柱形基座的圆形插孔内，利用隐身 层的结构将激光束或光束发射到一种电动火箭外部或测距或成像或利用光子的量子特性 对目标进行成像或若干方法，从而发挥雷达的若干作用，和/或雷达或雷达天线的位置位于 一种电动火箭的底部和/或底面外部或电动火箭的侧面和/或侧面外部，和/或动力单元的 加电方法和/或一种电动火箭的操作方法的若干变化，除可用于制作航空航天宇航器外，还 可以用于制作航海舰船，潜水艇等潜航器、潜地钻探器、和/或卫星的外壳及动力部分等，这 些变化和改进都落入本发明要求保护的范围内。