CN117685134A - 一种支撑装置、垂直引射系统和垂直引射系统的安装方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及火箭发动机高空模拟试验技术领域，具体涉及一种支撑装置、垂直引射系统和垂直引射系统的安装方法。支撑装置，包括：固定支撑层，适于与地面紧固连接；补偿支撑层，固定安装在固定支撑层的顶部，补偿支撑层包括弹簧组件和缓冲组件，弹簧组件适于在受压时整体收缩，并在压力解除时恢复；安装支撑层，安装在补偿支撑层顶部，安装支撑层背离补偿支撑层的一侧设置有支撑工位。通过弹簧组件收缩来补偿引射装置的热伸长，同时在形变过程中令缓冲组件减缓变速度和局部形变幅度，能提升运载火箭发动机高空模拟试验在垂直设置的引射系统内进行时的稳定性，避免热应力导致的引射装置损毁或倾倒事故的发生。

Description

一种支撑装置、垂直引射系统和垂直引射系统的安装方法

技术领域

本发明涉及火箭发动机高空模拟试验技术领域，具体涉及一种支撑装置、垂直引射系统和垂直引射系统的安装方法。

背景技术

火箭发动机的高空模拟试验是火箭发动机必须进行的一项地面试验，高空模拟试验是在地面试验设备中创造一个近似高空条件的环境，使火箭发动机在这个环境里工作，进行其性能、可靠性及工作寿命等各种试验。火箭发动机的推力随着高度的升高不断增大，直到在真空环境中达到最大推力，真空环境下火箭发动机的环境压强非常低，在地面高空模拟试验时须建立相应高度下的低压真空环境才能真实模拟火箭发动机的高空特性。

在运载火箭发动机高空模拟试验时，为了模拟火箭发动机真实飞行的姿态，可以采用垂直结构的引射系统。但是垂直引射系统重量有时高达上百吨，导致其无法吊在顶部的真空舱法兰和真空舱支撑平台上需要采用底部支撑结构进行固定。但是运载火箭发动机点火后的尾焰温度高达3000摄氏度，引射系统内部燃气高温会引起引射系统热伸长，而且引射系统内部的通道要求非常光滑，所以不能在垂直引射系统上采用膨胀节等长度补偿结构，使得垂直引射系统在试验过程中极易发生损毁或倾倒事故，导致利用垂直设置的引射系统进行运载火箭发动机高空模拟试验的方案难以实现。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的利用垂直设置的引射系统进行运载火箭发动机高空模拟试验的方案难以实现的缺陷，从而提供一种支撑装置、垂直引射系统和垂直引射系统的安装方法。

为了解决上述技术问题，本发明提供一种支撑装置，包括：

固定支撑层，适于与地面紧固连接；

补偿支撑层，固定安装在固定支撑层的顶部，补偿支撑层包括弹簧组件和缓冲组件，弹簧组件适于在受压时整体收缩，并在压力解除时恢复，缓冲组件适于在弹簧组件变形时减缓弹簧组件的变形速度；

安装支撑层，安装在补偿支撑层顶部，安装支撑层背离补偿支撑层的一侧设置有支撑工位。

可选地，安装支撑层包括平行设置的多个支撑立板，相邻的支撑立板之间安装有加强肋板。

可选地，多个支撑立板的高度沿弧形路径依次降低，支撑立板背离补偿支撑层的一边为内凹的弧形边。

可选地，缓冲组件包括安装壳体和黏性填充件，黏性填充件填充设置在安装壳体的内腔中，弹簧组件两端均安装在安装壳体内。

可选地，弹簧组件包括多个弧形弹簧，多个弧形弹簧之间呈阵列状间隔排列。

可选地，引射射装置工作过程中的热伸长量与所述弹簧组件的总弹性系数的乘积小于等于引射装置重量的预设倍数，并且所述弹簧组件最大弹性变形范围为引射装置重量的第二预设倍数与与所述弹簧组件的弹性系数的比值。

可选地，固定支撑层与补偿支撑层之间以及补偿支撑层与安装支撑层之间均安装有定位板，一对定位板之间安装有导向柱，导向柱一端固定安装在其中一个定位板上，另一端与另一定位板滑动配合，导向柱与定位板相对滑动的方向与补偿支撑层的变形方向相同。

可选地，至少一个定位板上设置有导向孔，导向柱与导向孔滑动配合。

可选地，所述导向柱穿过所述导向孔后，与定位螺栓螺纹配合拧紧，以对所述弹簧组件施加预压紧力。

可选地，固定支撑层包括多个竖直设置的支撑立柱，相邻的支撑立柱之间至少安装有一根支撑横梁，支撑横梁与支撑立柱垂直。

本发明还提供一种垂直引射系统，具有本发明所述的支撑装置，还包括：

引射装置，安装在安装支撑层的支撑工位上，引射装置周围沿周向间隔安装有多组固定支撑件，固定支撑件倾斜设置，固定支撑件一端与引射装置固定连接，另一端适于与地面固定配合；

真空舱体，安装在引射装置顶部，真空舱体内部适于安装火箭发动机。

可选地，引射装置包括转弯段和垂直延伸段，转弯段抵接安装在支撑工位上，支撑工位与转弯段的外形相适配，垂直延伸段安装在转弯段与真空舱体之间，垂直延伸段沿竖直方向设置。

本发明还提供一种垂直引射系统的安装方法，包括以下步骤：在真空舱体对应的地面预定位置处安装本发明所述的支撑装置，对补偿支撑层施加预压紧力以整体收缩，以使真空舱体与支撑装置之间预留充足的安装空间；

将引射装置吊起，使得引射装置与支撑工位对齐后，将引射装置与真空舱体对准并固定连接；

释放所述预压紧力，令补偿支撑层恢复至使所述支撑工位与引射装置支撑稳定。

可选地，对补偿支撑层施加预压紧力的步骤包括：拧紧定位螺栓使得一对所述定位板之间的间距减小。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的支撑装置，包括：固定支撑层，适于与地面紧固连接；补偿支撑层，固定安装在固定支撑层的顶部，补偿支撑层包括弹簧组件和缓冲组件，弹簧组件适于在受压时整体收缩，并在压力解除时恢复，缓冲组件适于在弹簧组件变形时减缓弹簧组件的变形速度；安装支撑层，安装在补偿支撑层顶部，安装支撑层背离补偿支撑层的一侧设置有支撑工位。

支撑装置在应用时，固定支撑层固定安装在地面上，以使支撑装置整体在地面上固定稳定，引射装置垂直设置在安装支撑层的支撑工位上。运载火箭发动机点火后的尾焰会导致引射装置发生热伸长，引射装置在伸长过程中，挤压支撑装置，补偿支撑层整体受压，使得弹簧组件受压收缩，同时缓冲组件与弹簧组件配合，减缓弹簧组件的收缩变形速度。通过利用补偿支撑层上的弹簧组件收缩来补偿引射装置的热伸长，使得引射装置的热伸长转变为引射装置与支撑装置构成的整体系统的内部形变，同时在形变过程中令缓冲组件减缓变速度和局部形变幅度，保证引射装置与支撑装置构成的整体系统的高度保持稳定，能够大大提升运载火箭发动机高空模拟试验在垂直设置的引射系统内进行时的稳定性，避免由于试验过程中引射装置的热应力导致的引射装置损毁或倾倒事故的发生。

2.本发明提供的支撑装置，多个支撑立板的高度沿弧形路径依次降低，支撑立板背离补偿支撑层的一边为内凹的弧形边。弧形排列的支撑立板用于与引射装置底部的转弯段配合支撑，能够增加支撑工位与引射装置配合的支撑面积，提升支撑工位对引射装置支撑的稳定性。而且引射装置底部设置为转弯段，将运载火箭发动机试验时喷射的尾焰由竖直方向导向为水平方向，以降低运载火箭发动机尾焰对支撑装置在竖直方向上施加的压力，减小补偿支撑层的变形量，提升支撑装置的稳定性。

3.本发明提供的支撑装置，弹簧组件包括多个弧形弹簧，多个弧形弹簧之间呈阵列状间隔排列。通过多个弧形弹簧构成弹簧组件，使得补偿支撑层能够补偿垂直方向的形变的同时，能够克服水平方向的力导致的支撑装置产生的内应力或变形，提升支撑装置的稳定性。

4.本发明提供的支撑装置，固定支撑层与补偿支撑层之间以及补偿支撑层与安装支撑层之间均安装有定位板，一对定位板之间安装有导向柱，导向柱一端固定安装在其中一个定位板上，另一端与另一定位板滑动配合，导向柱与定位板相对滑动的方向与补偿支撑层的变形方向相同。通过设置导向柱对定位板的垂直方向上的位移进行限制，使得补偿支撑层在变形时保持在竖直方向内，避免引射装置安装在支撑工位上后由于外界扰动下导致补偿支撑层在水平方向发生变形，导致引射装置发生倾覆，提升支撑装置对引射装置安装的稳定性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的实施方式中提供的支撑装置的结构示意图。

图2为本发明的实施方式中提供的固定支撑层与补偿支撑层配合的结构示意图。

图3为本发明的实施方式中提供的安装支撑层的结构示意图。

图4为本发明的实施方式中提供的垂直引射系统的结构示意图。

附图标记说明：1、支撑立柱；2、支撑横梁；3、安装底板；4、栓孔；5、弧形弹簧；6、上安装壳体；7、下安装壳体；8、支撑立板；9、加强肋板；10、微调底板；11、第一挡板；12、第二挡板；13、微调螺栓；14、定位板；15、导向柱；16、真空舱体；17、真空舱支撑平台支撑；18、真空舱法兰口；19、舱法兰本体；20、加强环；21、辅助支腿；22、固定支撑点；23、配合法兰；24、转弯段；25、垂直延伸段。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

实施例1

图1至图3所示为本实施例提供的一种支撑装置，包括从下到上依次连接的固定支撑层、补偿支撑层和安装支撑层，固定支撑层用于将支撑装置整体固定在地面上，安装支撑层用于支撑安装引射装置，补偿支撑层用于补偿引射装置在热应力作用下产生的热伸长，保持支撑装置与引射装置构成的整体系统的高度稳定。

固定支撑层适于与地面紧固连接，固定支撑层包括多个竖直设置的支撑立柱1，相邻的支撑立柱1之间至少安装有一根支撑横梁2，支撑横梁2与支撑立柱1垂直。支撑立柱1设置的数量可以根据实际情况进行调整，本实施例中支撑立柱1设置四根，在支撑柱下方设置有安装底板3，支撑柱固定安装在安装底板3的四角上，在安装底板3上设置有栓孔4。在与地面固定时，地脚螺栓贯穿栓孔4后与地面固定。四根支撑立柱1之间的支撑横梁2构成正方形框架结构。支撑立柱1用于进行垂直支撑，支撑横梁2用于对支撑立柱1进行水平支撑，为了提升支撑横梁2的支撑稳定性，支撑横梁2设置在支撑立柱1的底部。通过在固定支撑层上设置横向的支撑横梁2，用来抵消转弯段24朝向横向喷射尾气产生的横向力。在其他实施例中，支撑横梁2还可以沿竖直方向在支撑立柱1之间设置多层。

补偿支撑层固定安装在固定支撑层的顶部，补偿支撑层包括弹簧组件和缓冲组件，弹簧组件适于在受压时整体收缩，并在压力解除时恢复，缓冲组件适于在弹簧组件变形时减缓弹簧组件的变形速度。缓冲组件包括安装壳体和作为黏性填充件的胶泥，黏性填充件填充设置在安装壳体的内腔中，弹簧组件两端均安装在安装壳体内。具体地，安装壳体包括上安装壳体6和下安装壳体7。作为黏性填充件的胶泥能够克服热振动，减小运载火箭发动机高空模拟试验过程中由于尾气导致的高温环境造成的引射系统的整体振动。弹簧组件包括多个弧形弹簧5，多个弧形弹簧5之间呈阵列状依次间隔排列。上安装壳体6和下安装壳体7内分隔成多个格子，弧形弹簧5下方的两个支脚分别设置在两个下安装壳体7内的格子内，弧形弹簧5上方的拱形定设置在上安装壳体6的格子内，上安装壳体6内的格子数量和下安装壳体7内的格子数量均多余弧形弹簧5的数量，以保证每相邻的两个弧形弹簧5之间均设置有至少一个空格子。弧形弹簧5呈半圆状，弧形弹簧5的两端切割成圆柱面，和下安装壳体7组之间为点接触，减少摩擦，便于自由伸长。

安装支撑层通过微调机构安装在补偿支撑层顶部，安装支撑层背离补偿支撑层的一侧设置有支撑工位。具体地，安装支撑层包括平行设置的多个支撑立板8，相邻的支撑立板8之间安装有加强肋板9。为了提升对引射装置抵接支撑的稳定性，多个支撑立板8的高度沿弧形路径依次降低，支撑立板8背离补偿支撑层的一边为内凹的弧形边。在与引射装置配合时，引射装置底部的转弯段24抵接在多个支撑立板8顶部的内凹的弧形边上。微调机构包括一块微调底板10、固定安装在微调底板10四边上的第一挡板11和与第一挡板11一一配合设置的第二挡板12，第二挡板12固定安装在补偿支撑层与安装支撑层之间的定位板14上。安装支撑层固定连接在微调底板10上。相互配合的第一挡板11和第二挡板12之间通过间隔设置的多个微调螺栓13。通过转动不同方向的微调螺栓13推动微调底板10在水平面内移动，进而调整安装支撑层的水平位置。

固定支撑层与补偿支撑层之间以及补偿支撑层与安装支撑层之间均安装有定位板14，一对定位板14之间安装有导向柱15，导向柱15一端固定安装在其中一个定位板14上，另一端与另一定位板14滑动配合，导向柱15与定位板14相对滑动的方向与补偿支撑层的变形方向相同。至少一个定位板14上设置有导向孔，导向柱15与导向孔滑动配合。本实施例中，位于下方的定位板14上设有导向孔，导向柱15固定在上方的定位板14上。为了让导向柱15同时具备张紧作用，进而控制两个定位板14之间的最大间距，导向柱15选用螺纹柱，导向柱15穿过导向孔的一端螺纹安装有定位螺栓，定位螺栓与下方的定位板14抵接使得弹簧组件处于压缩状态。

本实施例提供的支撑装置用于支撑大型立式引射装置，能够解决大型立式引射系统的支撑和热补偿问题，不使用膨胀节等补偿结构，从而不会破坏引射装置内部流道表面的光滑程度。该支撑装置还能够适应引射装置的转弯段24复杂变形条件下的支撑。

支撑装置具有承受引射装置重力的作用、补偿引射装置热变形的功能，同时具有调节转弯段24横向位置的功能。支撑装置由固定支撑层、补偿支撑层、安装支撑层三部分构成。安装支撑层由支撑立板8和加强肋板9构成，支撑立板8横向平行间隔设置有多块，多块支撑立板8和一块纵向加强肋板9焊接成整体，安装支撑层的上支撑面为能够贴合引射装置转弯段24的下底曲面。微调底板10将支撑立板8和加强肋板9固定在一起形成一个整体。微调底板10和补偿支撑层与安装支撑层之间的定位板14之间可以水平滑动，微调底板10一周焊接着四个第一挡板11，补偿支撑层与安装支撑层之间的定位板14的上表面一周焊接着四个第二挡板12。第二挡板12上面开着多个孔，端部焊接一个螺母，微调螺栓13穿过该孔，顶住第一挡板11，实现对微调底板10的限位调节，解决转弯段24难以和安装支撑层定位紧固的难点，以及保留转弯段24沿着其出口方向热变形的空间。为了与支撑工位配合，引射装置转弯段24底部具有卡槽，能够和支撑立板8配合贴合并固定。

补偿支撑层与安装支撑层之间的定位板14下部焊接上安装壳体6，固定支撑层与补偿支撑层之间的定位板14上表面焊接下安装壳体7，上安装壳体6和下安装壳体7之间设置n个弧形弹簧5。采用多个弧形弹簧5使得系统具备一个稳定的支撑平面，且便于弹性力参数调节，弧形弹簧5如拱门形状倒扣。弧形弹簧5的两端切割成圆柱面，和下安装壳体7之间为点接触，减少摩擦，便于自由伸长。上安装壳体6焊接为一个整体，分为2n－1个格子，每隔一个格子位置放一个弧形弹簧5，相邻两个弧形弹簧5之间的间距相等。上安装壳体6顶部焊接多个加强筋板，和上安装壳体6顶部作为一个整体与上方的定位部焊接在一起。下安装壳体7为两个弹簧盒，两个弹簧盒之间的宽度比弧形弹簧5的弦长度长，并留有足够的位置，能够保证弧形弹簧5的变形空间。每个弹簧盒被分隔成2n－1个格子，每隔一个格子位置放一个弧形弹簧5的端部。下安装壳体7和下方的定位板14焊接在一起。

引射射装置工作过程中的热伸长量与所述弹簧组件的总弹性系数的乘积小于等于引射装置重量的预设倍数，并且所述弹簧组件最大弹性变形范围为引射装置重量的第二预设倍数与与所述弹簧组件的弹性系数的比值。具体地，设引射装置的重量为G，引射射装置工作过程中的热伸长量为d，弧形弹簧5总的弹性系数为k；选取弧形弹簧5的最大弹性变形范围为1.5G/k，且保证dk≤0.1G。

两个定位板14之间设置导向柱15，导向柱15穿过下方定位板14上的导向孔后，与定位螺栓配合拧紧，可以对弧形弹簧5施加预应力，为转弯段24的安装提供安装空间。

运载火箭发动机点火后的尾焰会导致引射装置发生热伸长，引射装置在伸长过程中，挤压支撑装置，补偿支撑层中的弧形弹簧5受压，使得弧形弹簧5受压收缩，同时在安装壳体内的胶泥能够减弱热变形时产生的热振动。而且胶泥包裹在弧形弹簧5外，能够减缓弹簧组件的收缩变形速度。通过利用补偿支撑层上的弧形弹簧5收缩来补偿引射装置的热伸长，使得引射装置的热伸长转变为引射装置与支撑装置构成的整体系统的内部形变，同时在形变过程中缓冲组件中作为黏性填充件的胶泥能够减缓变速度和局部形变幅度，减小热震动，保证引射装置与支撑装置构成的整体系统的高度保持稳定，能够大大提升运载火箭发动机高空模拟试验在垂直设置的引射系统内进行时的稳定性，避免由于试验过程中引射装置的热应力导致的引射装置损毁或倾倒事故的发生。

实施例2

图4所示为本实施例提供的一种垂直引射系统，具有实施例1中所述的支撑装置，还包括引射装置和真空舱体16。

引射装置安装在安装支撑层的支撑工位上，引射装置周围沿周向间隔安装有多组固定支撑件，固定支撑件倾斜设置，固定支撑件一端与引射装置固定连接，另一端适于与地面固定配合。真空舱体16安装在引射装置顶部，真空舱体16内部适于安装火箭发动机。

引射装置包括转弯段24和垂直延伸段25，转弯段24抵接安装在支撑工位上，支撑工位与转弯段24的外形相适配，垂直延伸段25安装在转弯段24与真空舱体16之间，垂直延伸段25沿竖直方向设置。

在支撑装置上安装引射装置时，真空舱体16由真空舱支撑平台支撑17，真空舱法兰口18和舱法兰本体19穿过真空舱支撑平台，和引射装置上的配合法兰23对接。在引射装置上设置加强环20，加强环20上伸出多条辅助支腿21，辅助支腿21和固定支撑点22铰接，主要是用来固定引射装置在水平方向的运动。加强环20的位置尽可能接近引射装置上的配合法兰23，减少加强环20和引射装置上配合法兰23之间这一段的应力。每条辅助支腿21能够承受的垂直向下的力为0.2G，G为引射装置重力。引射装置的重力通过转弯段24作用在支撑装置上。

本实施例还提供一种垂直引射系统的安装方法，包括以下步骤：在地面上安装支撑装置，先找准引射系统安装位置，通过地脚螺栓穿过安装底板3上的栓孔4与地面紧固连接，将安装装置整体固定在地面上。通过调节导向柱15的长度，使得两个定位板14之间距离到合适的数值，令弹簧组件的总受压力大小恰好等于引射装置的总重力。然后将引射装置吊起和真空舱体16上的法兰口对准，调节引射装置上弯曲出口方向到合适的方向，真空舱体16上的法兰口和引射装置顶部的法兰螺栓紧固连接。此时，引射装置的吊装设备一直保持受力状态。进一步安装好引射装置周围的辅助支腿21，确保各辅助支腿21受力均匀。调节微调底板10四周一圈的微调螺栓13，使得支撑立板8和转弯段24配合良好。微调底板10四周的微调螺栓13，对微调底板10进行合适的限位，使得微调底板10位置固定。然后均匀缓慢调节多个定位螺栓，使得定位板14之间减少导向柱15与定位螺栓配合施加的张紧力的作用，最终松开所有定位螺栓。最后引射装置的吊装设备撤离，系统安装完成。

作为替代的试试方式，在对补偿支撑层施加预压紧力时，还可以利用外部的压力装置如液压缸、电动气缸等施压装置。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (14)

1.一种支撑装置，其特征在于，包括：

固定支撑层，适于与地面紧固连接；

补偿支撑层，固定安装在所述固定支撑层的顶部，所述补偿支撑层包括弹簧组件和缓冲组件，所述弹簧组件适于在受压时整体收缩，并在压力解除时恢复，所述缓冲组件适于在所述弹簧组件变形时减缓所述弹簧组件的变形速度；

安装支撑层，安装在所述补偿支撑层顶部，所述安装支撑层背离所述补偿支撑层的一侧设置有支撑工位，用于安装引射装置。

2.根据权利要求1所述的支撑装置，其特征在于，所述安装支撑层包括平行设置的多个支撑立板(8)，相邻的所述支撑立板(8)之间安装有加强肋板(9)。

3.根据权利要求2所述的支撑装置，其特征在于，多个所述支撑立板(8)的高度沿弧形路径依次降低，所述支撑立板(8)背离所述补偿支撑层的一边为内凹的弧形边。

4.根据权利要求1至3任一项所述的支撑装置，其特征在于，所述缓冲组件包括安装壳体和黏性填充件，所述黏性填充件填充设置在所述安装壳体的内腔中，所述弹簧组件两端均安装在所述安装壳体内。

5.根据权利要求1至3任一项所述的支撑装置，其特征在于，所述弹簧组件包括多个弧形弹簧(5)，多个所述弧形弹簧(5)之间呈阵列状间隔排列。

6.根据权利要求1至3任一项所述的支撑装置，其特征在于，引射射装置工作过程中的热伸长量与所述弹簧组件的总弹性系数的乘积小于等于引射装置重量的预设倍数，并且所述弹簧组件最大弹性变形范围为引射装置重量的第二预设倍数与与所述弹簧组件的弹性系数的比值。

7.根据权利要求1至3任一项所述的支撑装置，其特征在于，所述固定支撑层与所述补偿支撑层之间以及所述补偿支撑层与所述安装支撑层之间均安装有定位板(14)，一对所述定位板(14)之间安装有导向柱(15)，所述导向柱(15)一端固定安装在其中一个所述定位板(14)上，另一端与另一所述定位板(14)滑动配合，所述导向柱(15)与所述定位板(14)相对滑动的方向与所述补偿支撑层的变形方向相同。

8.根据权利要求7所述的支撑装置，其特征在于，至少一个所述定位板(14)上设置有导向孔，所述导向柱(15)与所述导向孔滑动配合。

9.根据权利要求8所述的支撑装置，其特征在于，所述导向柱(15)穿过所述导向孔后，与定位螺栓螺纹配合拧紧，以对所述弹簧组件施加预压紧力。

10.根据权利要求1至3任一项所述的支撑装置，其特征在于，所述固定支撑层包括多个竖直设置的支撑立柱(1)，相邻的所述支撑立柱(1)之间至少安装有一根支撑横梁(2)，所述支撑横梁(2)与所述支撑立柱(1)垂直。

11.一种垂直引射系统，其特征在于，具有权利要求1至10任一项所述的支撑装置，还包括：

引射装置，安装在安装支撑层的支撑工位上，所述引射装置周围沿周向间隔安装有多组固定支撑件，所述固定支撑件倾斜设置，所述固定支撑件一端与所述引射装置固定连接，另一端适于与地面固定配合；

真空舱体(16)，安装在所述引射装置顶部，所述真空舱体(16)内部适于安装火箭发动机。

12.根据权利要求11所述的垂直引射系统，其特征在于，所述引射装置包括转弯段(24)和垂直延伸段(25)，所述转弯段(24)抵接安装在所述支撑工位上，所述支撑工位与所述转弯段(24)的外形相适配，所述垂直延伸段(25)安装在所述转弯段(24)与所述真空舱体(16)之间，所述垂直延伸段(25)沿竖直方向设置。

13.一种垂直引射系统的安装方法，其特征在于，包括以下步骤：

在真空舱体对应的地面预定位置处安装权利要求1至10任一项所述的支撑装置，对补偿支撑层施加预压紧力以整体收缩，以使真空舱体与支撑装置之间预留充足的安装空间；

将引射装置吊起，使得引射装置与支撑工位对齐后，将引射装置与真空舱体对准并固定连接；

释放所述预压紧力，令补偿支撑层恢复至使所述支撑工位与引射装置支撑稳定。

14.根据权利要求13所述的垂直引射系统的安装方法，其特征在于，所述对补偿支撑层施加预压紧力的步骤包括：拧紧定位螺栓使得一对定位板之间的间距减小。