CN115096132B - 一种火箭支撑环调平装置及发射台 - Google Patents

Abstract

本申请涉及火箭发射支持领域，尤其涉及一种火箭支撑环调平装置及发射台，包括：支撑盘、防护套、螺旋升降机和液压马达；支撑盘包括：法兰盘、防风螺栓补芯、防风螺栓垫片和防风螺栓；防护套沿着其轴线可伸缩，并且防护套的上端与法兰盘的下端连接，防护套的下端与螺旋升降机的外壳的上端连接；螺旋升降机的螺旋升降轴由螺旋升降机的外壳内向外伸出，螺旋升降轴由下至上穿过防护套，伸入法兰盘的螺旋升降轴孔中，与法兰盘固定连接；螺旋升降机为螺旋升降轴提供伸出动力的动力输入轴由螺旋升降机的外壳内向外伸出，与液压马达连接。本申请可以降低对火箭发射装置的要求，以及降低对火箭起竖操作的要求。

Description

一种火箭支撑环调平装置及发射台

技术领域

本申请涉及火箭发射支持领域，尤其涉及一种火箭支撑环调平装置及发射台。

背景技术

随着航空航天技术的不断发展，火箭作为一种将人造地球卫星、载人飞船、空间站、空间探测器等送入预定轨道的航天工具，同样也得到了极大的发展。目前，火箭均是在工厂进行生产制作的，然后通过火箭转运车搭载起竖架，而起竖架抱载火箭，将火箭转运至发射现场。

为了对起竖后的火箭起到支撑作用，火箭尾部安装有支撑环。在发射现场，通过起竖架对其抱载的火箭起竖后，火箭尾部的支撑环置于发射台上，并与发射台固定连接，从而通过发射台和支撑环将起竖后的火箭支撑起来。

但是，现有技术中为了保证起竖后火箭的状态能够达到设计要求，对发射台、支撑环等火箭发射装置的结构精确度要求较高，对火箭起竖操作的精确度要求也较高。

因此，如何降低对火箭发射装置的要求，以及降低对火箭起竖操作的要求，是目前本领域技术人员急需解决的技术问题。

发明内容

本申请提供了一种火箭支撑环调平装置及发射台，以降低对火箭发射装置的要求，以及降低对火箭起竖操作的要求。

为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：

一种火箭支撑环调平装置，包括：支撑盘、防护套、螺旋升降机和液压马达；其中，支撑盘包括：法兰盘、防风螺栓补芯、防风螺栓垫片和防风螺栓；法兰盘的圆心处具有贯通上下的螺旋升降轴孔；法兰盘有多个贯通上下的形状为圆形的防风螺栓补芯孔，所有防风螺栓补芯孔的圆心分布于以法兰盘的圆心为圆心的同一圆周上；防风螺栓补芯插入至防风螺栓补芯孔内，在防风螺栓补芯孔内绕着自身的轴转动，并且防风螺栓补芯具有贯通上下的形状为长圆孔的防风螺栓孔，防风螺栓孔的一个圆心位于防风螺栓补芯的圆心处，防风螺栓孔的另一个圆心位于防风螺栓补芯的一条半径上；防风螺栓垫片位于防风螺栓补芯的上表面，并且防风螺栓垫片的圆心处具有贯通上下的形状为圆形的防风螺栓垫片孔，防风螺栓垫片孔的直径大于防风螺栓孔直径；防风螺栓的上部由下至上依次穿过防风螺栓孔和防风螺栓垫片孔，用于与火箭尾部的支撑坏对接；防护套沿着其轴线可伸缩，并且防护套的上端与法兰盘的下端连接，防护套的下端与螺旋升降机的外壳的上端连接；螺旋升降机的螺旋升降轴由螺旋升降机的外壳内向外伸出，螺旋升降轴由下至上穿过防护套，伸入法兰盘的螺旋升降轴孔中，与法兰盘固定连接；螺旋升降机为螺旋升降轴提供伸出动力的动力输入轴由螺旋升降机的外壳内向外伸出，与液压马达连接。

如上所述的火箭支撑环调平装置，其中，优选的是，法兰盘上具有四个防风螺栓补芯孔。

如上所述的火箭支撑环调平装置，其中，优选的是，四个防风螺栓补芯孔中相邻的两个防风螺栓补芯孔为一组，另外相邻的两个防风螺栓补芯孔为另一组；每一组防风螺栓补芯孔内的两个防风螺栓补芯孔之间的间隔较小，两组防风螺栓补芯孔之间相邻的两个防风螺栓补芯孔之间的间隔较大。

如上所述的火箭支撑环调平装置，其中，优选的是，防风螺栓补芯的上部分的直径小于防风螺栓补芯的下部分的直径，防风螺栓补芯的下部分的直径大于防风螺栓补芯孔的直径；并且防风螺栓补芯的上部分插入防风螺栓补芯孔内，防风螺栓补芯的下部分卡至法兰盘的下表面处。

如上所述的火箭支撑环调平装置，其中，优选的是，防护套包括：一级套筒、二级套筒和三级套筒；其中，二级套筒插拔连接至一级套筒内，三级套筒插拔连接至二级套筒内；并且一级套筒的上端与法兰盘的下端连接，三级套筒的下端与螺旋升降机的外壳的上端连接。

如上所述的火箭支撑环调平装置，其中，优选的是，一级套筒的上端向外延伸有多个固定耳，通过固定圈将固定耳按压并固定在法兰盘的下端；一级套筒的下端向内延伸有一级下定位翅，二级套筒的上端向外延伸有二级上定位翅，一级套筒的一级下定位翅阻挡二级套筒的二级上定位翅；二级套筒的下端向内延伸有二级下定位翅，三级套筒的上端向外延伸有三级上定位翅，二级套筒的二级下定位翅阻挡三级套筒的三级上定位翅；三级套筒下端向外延伸有固定翅，通过固定翅与螺旋升降机的外壳的上端连接。

如上所述的火箭支撑环调平装置，其中，优选的是，由螺旋升降机的外壳内向外伸出两个动力输入轴，其中一个动力输入轴与液压马达连接，另一个动力输入轴与手轮连接。

如上所述的火箭支撑环调平装置，其中，优选的是，还包括：传感器，传感器采集支撑盘上升到位信号，并将支撑盘上升到位信号传输给控制系统，控制系统接收到支撑盘上升到位信号后，输出控制信号至电磁阀，使螺旋升降机停止上升动作。

一种发射台，包括：发射台本体和多个火箭支撑环调平装置，多个火箭支撑环调平装置均匀固定于发射台本体的上表面上；并且，多个火箭支撑环调平装置分布于发射台本体的喷火孔的边缘处。

如上所述的发射台，其特征在于，发射台本体的上表面均匀固定有四个火箭支撑环调平装置，并且四个火箭支撑环调平装置分布于发射台本体的上表面的四角位置。

相对上述背景技术，本申请提供的火箭支撑环调平装置及发射台，在火箭起竖过程中可以伸出火箭支撑环调平装置，直至火箭支撑环调平装置的支撑盘顶到火箭尾部的支撑环上，从而可在不影响火箭垂直度的前提下，可靠压实，进而可以降低对火箭发射装置的要求，以及降低对火箭起竖操作的要求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的示意图；

图2是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的支撑盘的示意图；

图3是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的防护套的立体图；

图4是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的防护套的剖视图；

图5是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的螺旋升降机的示意图；

图6是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的各种工况的示意图；

图7是本申请实施例提供的发射台的立体图；

图8是本申请实施例提供的发射台的示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

请参阅图1，图1是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的示意图。

本申请提供了一种火箭支撑环调平装置100，包括：支撑盘110、防护套120、螺旋升降机130和液压马达140。

请参阅图2，图2是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的支撑盘的示意图。

支撑盘110包括：法兰盘111、防风螺栓补芯112、防风螺栓垫片113和防风螺栓。

法兰盘111的形状为圆形盘状，其圆心处具有贯通上下的螺旋升降轴孔1111，以穿过螺旋升降机130的螺旋升降轴。另外，法兰盘111还具有多个贯通上下的防风螺栓补芯孔1112，并且防风螺栓补芯孔1112为圆孔，所有防风螺栓补芯孔1112的圆心分布于以法兰盘111的圆心为圆心的同一圆周上。可选的，法兰盘111上具有四个防风螺栓补芯孔1112。又可选的，四个防风螺栓补芯孔1112的圆心均匀分布于以法兰盘111的圆心为圆心的同一圆周上，也就是相邻的两个防风螺栓补芯孔1112之间间隔90°。还可选的，四个防风螺栓补芯孔1112中相邻的两个防风螺栓补芯孔1112为一组，另外相邻的两个防风螺栓补芯孔1112为另一组，每一组防风螺栓补芯孔1112内的两个防风螺栓补芯孔1112之间的间隔较小，而两组防风螺栓补芯孔1112之间相邻的两个防风螺栓补芯孔1112之间的间隔较大。

防风螺栓补芯112的形状为圆柱体，其具有贯通上下的防风螺栓孔1121，以穿过防风螺栓。并且，防风螺栓孔1121为长圆孔，防风螺栓孔1121的一个圆心位于防风螺栓补芯112的圆心处，防风螺栓孔1121的另一个圆心位于防风螺栓补芯112的一条半径上，从而可以在一个方向上对防风螺栓的位置进行调整，以适配与连接至火箭尾部的支撑坏对接。可选的，防风螺栓孔1121对防风螺栓位置的调整范围为：±25mm。防风螺栓补芯112插入至防风螺栓补芯孔1112内，并且可在防风螺栓补芯孔1112内绕着自身的轴转动，也就是绕着圆柱体的轴转动，从而可以在不同方向上对防风螺栓的位置进行调整，增大与支撑坏对接的调整范围。为了对防风螺栓补芯112进行限位，防风螺栓补芯112的上部分的直径小于防风螺栓补芯112的下部分的直径，并且防风螺栓补芯112的下部分的直径大于防风螺栓补芯孔1112的直径，从而可以保证防风螺栓补芯112的上部分插入防风螺栓补芯孔1112内，而防风螺栓补芯112的下部分卡至法兰盘111的下表面处。可选的，防风螺栓补芯112的下部分的厚度小于防风螺栓补芯112的上部分的厚度。

防风螺栓垫片113的形状为圆形，其圆心处具有贯通上下的防风螺栓垫片孔1131，以穿过防风螺栓。并且，防风螺栓垫片孔1131为圆孔，其直径大于防风螺栓孔1121。防风螺栓垫片113位于防风螺栓补芯112与支撑环之间，以对防风螺栓起到紧固作用。

防风螺栓的上部由下至上依次穿过防风螺栓孔1121和防风螺栓垫片孔1131，用于与火箭尾部的支撑坏对接。通过长圆孔状的防风螺栓孔1121，以及防风螺栓补芯112在防风螺栓补芯孔1112内的转动，从而可以从不同角度调整防风螺栓的位置，实现与支撑环对接的调整。

请参阅图3和图4，图3是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的防护套的立体图，图4是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的防护套的剖视图。

防护套120可沿着其轴线伸缩，并且防护套120的上端与法兰盘111的下端连接，防护套120的下端与螺旋升降机130的外壳的上端连接。

防护套120包括：一级套筒121、二级套筒122和三级套筒123；其中，二级套筒122插拔连接至一级套筒121内，三级套筒123插拔连接至二级套筒122内。通过二级套筒122相对于一级套筒121插入，三级套筒123相对于二级套筒122插入，使得防护套120的长度缩短，在防护套120的长度最短时，防护套120处于初装状态，初装状态下的初装高度可以是215mm。通过二级套筒122相对于一级套筒121拔出，三级套筒123相对于二级套筒122拔出，使得防护套120的长度伸长，在防护套120的长度最长时，防护套120处于最大行程状态，最大行程状态下的行程可以是220mm。另外，一级套筒121的上端与法兰盘111的下端连接，三级套筒123的下端与螺旋升降机130的外壳的上端连接。

具体的，一级套筒121的上端向外延伸有多个固定耳1211，例如：一级套筒121的上端向外延伸有四个固定耳1211，并且四个固定耳1211均匀分布于一级套筒121的上端。固定圈1212将固定耳1211按压并固定在法兰盘111的下端，例如：固定圈1212上具有贯通上下的通孔，法兰盘111的下端具有螺纹孔，螺钉由下至上穿过固定圈1212的通孔并拧入法兰盘111的螺纹孔，从而将固定耳1211卡在固定圈1212和法兰盘111之间。

一级套筒121的下端向内延伸有一级下定位翅1213，二级套筒122的上端向外延伸有二级上定位翅1221，一级套筒121的一级下定位翅1213可阻挡二级套筒122的二级上定位翅1221，从而在二级套筒122从一级套筒121内拔出时，避免二级套筒122与一级套筒121完全分离。二级套筒122的下端向内延伸有二级下定位翅1222，三级套筒123的上端向外延伸有三级上定位翅1231，二级套筒122的二级下定位翅1222可阻挡三级套筒123的三级上定位翅1231，从而在三级套筒123从二级套筒122内拔出时，避免三级套筒123与二级套筒122完全分离。三级套筒123的下端向外延伸有固定翅1232，从而通过固定翅1232与螺旋升降机130的外壳的上端连接。

此外，一级套筒121与二级套筒122之间具有导向结构，二级套筒122与三级套筒123之间具有导向结构，从而避免了一级套筒121与二级套筒122以及二级套筒122与三级套筒123转动，进而防止了支撑盘110的转动。

请参阅图5，图5是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的螺旋升降机的示意图。

螺旋升降机130的螺旋升降轴131由螺旋升降机130的外壳内向外伸出，螺旋升降轴131由下至上穿过防护套120，然后伸入法兰盘111的螺旋升降轴孔1111中，与法兰盘111固定连接。从而通过螺旋升降轴131向上伸出驱动支撑盘110向上运动，进而实现支撑盘110上的防风螺栓与火箭尾部的支撑环的对接。

另外，螺旋升降机130的动力输入轴132为螺旋升降轴131提供伸出动力，并且动力输入轴132由螺旋升降机130的外壳内向外伸出，以与液压马达140连接，从而使得液压马达140通过螺旋升降机130的动力输入轴132为螺旋升降轴131提供伸出动力，进而驱动支撑盘110向上伸，以与火箭尾部的支撑环连接。

可选的，由螺旋升降机130的外壳内向外伸出两个动力输入轴132，其中一个动力输入轴132与液压马达140连接，而另一个动力输入轴132则与手轮150连接，从而不仅液压马达140通过一个动力输入轴132为螺旋升降轴131提供伸出动力，手轮150可以通过另一个动力输入轴132为螺旋升降轴131提供伸出动力，从而在液压马达140失效时提供备保手段。

此外，螺旋升降机130的内部可以是涡轮蜗杆结构，当蜗杆的导程角小于啮合齿轮的当量摩擦角时，机构自锁。

具体的，可以选择具有以下主要参数的螺旋升降机：

工作温度：-30℃-40℃

相对湿度：25％—98％

额定载荷：700KN

推力：100KN

结构安全系数：2.0

行程：220mm

最高速度：11mm/s

升降方式：丝杆运动

输入形式：双轴输入

箱体高度：≤376mm

支撑盘顶部距离地脚：≤670mm

限位开关：接近式限位开关盒FCP(PNP,常闭)

安装方式：地脚安装

需求配置：带手轮、配置防转机构、配置反齿隙装置、配置安全螺母、配置液压马达联轴器。

另外，可以选择具有以下主要参数的液压马达：

工作温度：-30℃-40℃

相对湿度：25％—98％

工作压力：20Mpa

设计压力：25Mpa

工作转速：500RPM

工作扭矩：122Nm

功率：5.5KW

请参阅图6，图6是本申请实施例提供的火箭支撑环调平装置的各种工况的示意图。

在上述基础上，对火箭支撑环调平装置100进行设计时，首先确定火箭支撑环调平装置100的升降行程，使行程能够涵盖住以下几种工况高度：

线1表示火箭箭体前移10mm，并叠加起竖90°偏移+30’的高度；

线2表示火箭箭体前移10mm的高度；

线3表示火箭尾部的支撑环的理论线的高度；

线4表示火箭箭体后移10mm的高度；

线5表示火箭箭体后移10mm，并叠加起竖90°偏移-30’的高度；

线6表示火箭箭体后移10mm,并叠加起竖92°的高度；

显然，线1和线6是火箭支撑环调平装置100升降行程的极限最高位置和极限最低位置，将其直接的距离再适当增加余量并取整，最终可以确定行程。

同时，为避免火箭箭体后移10mm,并叠加起竖92°的过程不干涉，在支撑盘110初始位置应该低于线6的高度，即：火箭箭体后移10mm,并叠加起竖92°的高度。

在火箭支撑环调平装置100的升降行程满足上述工况的情况下，本申请的火箭支撑环调平装置100的升降行程能够在满足火箭起竖到90°时产生的±30’的角度偏差，并叠加火箭装载到起竖架时沿火箭箭体轴向方向±10mm的位置偏差所导致的在x方向上的位移偏差，并叠加均载托座20mm羊毛毡在火箭装载、运输、起竖过程中产生的变形引起火箭起竖时在x方向上的位移偏差。

在上述基础上，火箭支撑环调平装置100，还包括：传感器(图中未示出)，传感器采集支撑盘110上升到位信号，待采集到支撑盘110上升到位信号后，此时支撑盘110与火箭尾部的支撑环已经对接，传感器将支撑盘110上升到位信号传输给控制系统，控制系统接收到支撑盘110上升到位信号后，输出控制信号至电磁阀，使螺旋升降机130停止上升动作。

请参阅图7和图8，图7是本申请实施例提供的发射台的立体图；图8是本申请实施例提供的发射台的示意图。

本申请还提供了一种发射台，包括：发射台本体200和多个火箭支撑环调平装置100，多个火箭支撑环调平装置100均匀固定于发射台本体200的上表面上，例如：发射台本体200采用攻丝设计的螺栓与火箭支撑环调平装置100固定连接。并且，多个火箭支撑环调平装置100分布于发射台本体200的喷火孔的边缘处，以垂直支撑火箭尾部的支撑环300及火箭箭体。

可选的，在发射台本体200的上表面均匀固定有四个火箭支撑环调平装置100，并且四个火箭支撑环调平装置100分布于发射台本体200的上表面的四角位置，也就是分布于在发射台本体200的上表面的周向与象限呈45°的位置。另外，在对四个火箭支撑坏调平装置100进行设计时，需要考虑最危险的工况，即：仅有位于对角的两个火箭支撑环调平装置100承载的工况，并且还需要考虑其自重及风载荷的影响。可选的，风载荷考虑+X，-X，Y，45°方向的4种风载荷。

由于火箭支撑环调平装置100的承载较大，因此发射台本体200的上表面固定火箭支撑环调平装置100的位置的厚度较厚，例如：在发射台本体200的上表面的四角位置固定支撑盘基座210，而在支撑盘基座210上固定火箭支撑环调平装置100，从而使得固定火箭支撑环调平装置100的位置的厚度较厚。

通过火箭支撑环调平装置100以及带有火箭支撑环调平装置100的发射台，在火箭起竖过程中伸出火箭支撑环调平装置100，直至火箭支撑环调平装置100的支撑盘110顶到火箭尾部的支撑环300上，可在不影响火箭垂直度的前提下，可靠压实，从而可以降低对火箭发射装置的要求，以及降低对火箭起竖操作的要求。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (8)

1.一种火箭支撑环调平装置，其特征在于，包括：支撑盘、防护套、螺旋升降机和液压马达；

其中，支撑盘包括：法兰盘、防风螺栓补芯、防风螺栓垫片和防风螺栓；

法兰盘的圆心处具有贯通上下的螺旋升降轴孔；法兰盘有多个贯通上下的形状为圆形的防风螺栓补芯孔，所有防风螺栓补芯孔的圆心分布于以法兰盘的圆心为圆心的同一圆周上；

防风螺栓补芯插入至防风螺栓补芯孔内，在防风螺栓补芯孔内绕着自身的轴转动，并且防风螺栓补芯具有贯通上下的形状为长圆孔的防风螺栓孔，防风螺栓孔的一个圆心位于防风螺栓补芯的圆心处，防风螺栓孔的另一个圆心位于防风螺栓补芯的一条半径上；

防风螺栓垫片位于防风螺栓补芯的上表面，并且防风螺栓垫片的圆心处具有贯通上下的形状为圆形的防风螺栓垫片孔，防风螺栓垫片孔的直径大于防风螺栓孔直径；

防风螺栓的上部由下至上依次穿过防风螺栓孔和防风螺栓垫片孔，用于与火箭尾部的支撑坏对接；

防护套沿着其轴线可伸缩，并且防护套的上端与法兰盘的下端连接，防护套的下端与螺旋升降机的外壳的上端连接；

防护套包括：一级套筒、二级套筒和三级套筒；

其中，二级套筒插拔连接至一级套筒内，三级套筒插拔连接至二级套筒内；并且一级套筒的上端与法兰盘的下端连接，三级套筒的下端与螺旋升降机的外壳的上端连接；

一级套筒的上端向外延伸有多个固定耳，通过固定圈将固定耳按压并固定在法兰盘的下端；

一级套筒的下端向内延伸有一级下定位翅，二级套筒的上端向外延伸有二级上定位翅，一级套筒的一级下定位翅阻挡二级套筒的二级上定位翅；二级套筒的下端向内延伸有二级下定位翅，三级套筒的上端向外延伸有三级上定位翅，二级套筒的二级下定位翅阻挡三级套筒的三级上定位翅；

三级套筒下端向外延伸有固定翅，通过固定翅与螺旋升降机的外壳的上端连接；

螺旋升降机的螺旋升降轴由螺旋升降机的外壳内向外伸出，螺旋升降轴由下至上穿过防护套，伸入法兰盘的螺旋升降轴孔中，与法兰盘固定连接；螺旋升降机为螺旋升降轴提供伸出动力的动力输入轴由螺旋升降机的外壳内向外伸出，与液压马达连接。

2.根据权利要求1所述的火箭支撑环调平装置，其特征在于，法兰盘上具有四个防风螺栓补芯孔。

3.根据权利要求2所述的火箭支撑环调平装置，其特征在于，四个防风螺栓补芯孔中相邻的两个防风螺栓补芯孔为一组，另外相邻的两个防风螺栓补芯孔为另一组；

每一组防风螺栓补芯孔内的两个防风螺栓补芯孔之间的间隔较小，两组防风螺栓补芯孔之间相邻的两个防风螺栓补芯孔之间的间隔较大。

4.根据权利要求1-3任一项所述的火箭支撑环调平装置，其特征在于，防风螺栓补芯的上部分的直径小于防风螺栓补芯的下部分的直径，防风螺栓补芯的下部分的直径大于防风螺栓补芯孔的直径；

并且防风螺栓补芯的上部分插入防风螺栓补芯孔内，防风螺栓补芯的下部分卡至法兰盘的下表面处。

5.根据权利要求1-3任一项所述的火箭支撑环调平装置，其特征在于，由螺旋升降机的外壳内向外伸出两个动力输入轴，其中一个动力输入轴与液压马达连接，另一个动力输入轴与手轮连接。

6.根据权利要求1-3任一项所述的火箭支撑环调平装置，其特征在于，还包括：传感器，传感器采集支撑盘上升到位信号，并将支撑盘上升到位信号传输给控制系统，控制系统接收到支撑盘上升到位信号后，输出控制信号至电磁阀，使螺旋升降机停止上升动作。

7.一种发射台，其特征在于，包括：发射台本体和多个权利要求1至6任一项所述的火箭支撑环调平装置，多个火箭支撑环调平装置均匀固定于发射台本体的上表面上；

并且，多个火箭支撑环调平装置分布于发射台本体的喷火孔的边缘处。

8.根据权利要求7所述的发射台，其特征在于，发射台本体的上表面均匀固定有四个火箭支撑环调平装置，并且四个火箭支撑环调平装置分布于发射台本体的上表面的四角位置。