Результат интеллектуальной деятельности: РАЗГОННОЕ УСТРОЙСТВО ДЛЯ ВЗЛЕТА КОРАБЕЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ

Изобретение относится к авиационной технике, к устройствам для обеспечения взлета тяжелых или тяжело загруженных летательных аппаратов с укороченных взлетных полос, при наличии трамплина или без него, и может быть использовано на авианосцах и аэродромах.

Отношением суммарной тяги двигателей к массе самолета (тяговооруженностью) больше единицы, отличаются от остальных лишь современные истребители. Но постоянная высокая тяговооруженность может быть нецелесообразной из-за высокого удельного расхода топлива.

Поэтому, для кратковременного увеличения тяговооруженности, с целью обеспечения взлета тяжелых или тяжело загруженных летательных аппаратов с укороченных взлетных полос, применение специальных разгонных устройств или катапульт, стало безальтернативным.

Из ряда источников [например, Poptech.ru. «Первая космическая миля: Орбита, Гауссолет»; Altemathistory.com «Авианосец США нового поколения. Революция в военно-морском деле» и др.] известна электромагнитная катапульта EMALS (Electromagnetic Aircraft Launch System) с линейным электродвигателем для обеспечения взлета самолетов на авианосце США нового поколения «Gerald R. Ford». Катапульта EMALS содержит:

- тяговый линейный синхронный электродвигатель, статор которого состоит из 298-ми сегментов, а ротор-каретка, с постоянными магнитами, движется линейно между полюсов с обмотками статора, сохраняя зазор;

- тиристорное коммутационное устройство, последовательно подключающее и отключающее энергию трехфазного тока к обмоткам сегментов статора по пути движения каретки-ротора;

- систему накопления и хранения энергии, получаемой постоянно из сети авианосца, на базе двигатель-генераторов - электромеханических вращающихся накопителей кинетической энергии;

- систему преобразования энергии на базе полупроводниковых преобразователей частоты, осуществляющих передачу энергии из сети авианосца к накопителям кинетической энергии и отбор энергии от накопителей с преобразованием и передачей ее, через тиристорное коммутационное устройство, обмоткам сегментов статора линейного двигателя;

- систему управления, контроля и защит катапульты.

В течении двух-трех секунд вся необходимая энергия от электромашинных накопителей, через полупроводниковые преобразователи и тиристорный коммутатор, подводится к сегментам перемещающейся активной зоны линейного двигателя. Передача энергии (до 122 МДж) самолету в столь короткое время требует применения силовой сверхмощной (порядка 60 МВт) преобразовательной техники со сложными алгоритмами управления, контроля и защит, реализуемых локальными системами и системами управления верхних уровней.

Электромагнитная катапульта EMALS имеет следующие недостатки:

1. Мощные электромагнитные поля, формируемые током, подключаемым к сегментам статора линейного двигателя, являются источниками помех, воздействующих на электронные системы стартующего самолета и корабля, сбои в работе которых могут иметь катастрофические последствия для самолета.

2. Наличие перемещающейся активной зоны электромагнитного взаимодействия статора и ротора линейного двигателя, которая составляет около 10% от всей рабочей поверхности статора, а также протяженных сильноточных кабельных связей, в сравнении с электроприводом, построенным на базе вращающихся электрических машин соответствующей мощности, значительно увеличивают совокупную массу и габариты оборудования, способствуют распространению помех в объемах корабля.

3. В катапульте EMALS реализуется сложное многоступенчатое преобразование электроэнергии переменного тока - от общей сети, через мощные преобразователи в напряжение и частоту питания электропривода маховиковых накопителей механической энергии, которая, в рабочем цикле катапульты, конвертируется преобразователем частоты в электроэнергию с напряжением и частотой питания линейного двигателя, коммутируемую к сегментам его статора. При этом, катапульта является зависимым потребителем электроэнергии, не способным обеспечивать взлет самолетов при отказе в энергосистеме корабля. Высокая степень сложности структурной схемы, алгоритмов управления, контроля и защит, напряженность режимов работы оборудования при катапультировании самолетов, требует высокой квалификации и опыта обслуживающего персонала, что может выразиться в снижении надежности и возникновении отказов в боевых условиях. Высокая частота вращения в совокупности с массой маховиков сверхмощных электромеханических накопителей,может вызвать нежелательные колебания палубы, а аварийные ситуации в них могут иметь катастрофические последствия для корабля.

4. При длине линейного двигателя более 100 м, эксплуатируемого в условиях воздействия волн на корпус корабля и его деформаций, воздушный зазор между статором и ротором необходимо увеличивать, что негативно сказывается на параметрах двигателя и снижает энергоэффективность катапульты в целом, а в боевых условиях, обеспечение взрывозащищенности такого двигателя не представляется возможным.

5. Количество и уникальность оборудования EMALS, при низком уровне унификации, требует чрезмерных материальных, временных и финансовых затрат на создание, освоение производства, пуско-наладочные работы и испытания в береговых и морских условиях.

Известно устройство «Взлетно-посадочный комплекс авианесущего корабля» [патент РФ №2494005 от 17.02.2012 г.].

Взлетный комплекс (катапульта) устройства содержит: подводный парашют с регулируемым по площади центральным отверстием, спускаемый под воду с кормы движущегося авианосца; парашют оборудован системой стабилизации в виде плавающих и/или тонущих элементов; барабанно-распределительный механизм, содержит коробку передач, мотор-генератор, систему датчиков натяжения троса, силовой и главный валы, на которых установлены барабаны: силовой, по крайней мере, один разгонный, по крайней мере, один тормозной, при этом все барабаны оборудованы электро- и/или гидроуправляемыми ручными и/или автоматическими муфтами сцепления со своим валом.

Данное устройство имеет следующие недостатки:

1. В устройстве преобразовывается и потребляется полезная энергия движения корабля, которая является продуктом преобразования энергии энергоносителя, как минимум, тепловым двигателем во вращательное движение гребного винта и, далее в упор, им формируемый. При невысоком КПД преобразования энергии энергоносителя в упор и значительных потерь энергии на преодоление гидродинамического сопротивления корпуса корабля, используется оставшаяся полезная часть энергии, необходимая для движения корабля со скоростью создания встречного потока воздуха, обеспечивающего аэродинамические условия для взлета самолетов. Компенсация потерь, при отборе энергии движения корабля, потребует дополнительных мощностных ресурсов энергосистемы и выразится в значительном увеличении расхода энергоносителя.

2. Устройство содержит кинематическую схему, в которой при преобразовании усилия натяжения троса гидропарашюта в усилие, прилагаемое к самолету, будут возникать дополнительные потери энергии.

3. Требующиеся затраты энергии на получение значительных усилий для движения на высоких скоростях взлета тяжелых или тяжело загруженных самолетов, даже при наличии электромеханических накопителей энергии, не могут обеспечиваться гидропарашютом с приемлемыми габаритами, тем более при необходимости срочного запуска 10-ти-15-ти самолетов с катапульты.

Прототипа предлагаемому разгонному устройству для взлета корабельных самолетов не выявлено.

Задача, решаемая в данном изобретении - расширение арсенала средств для обеспечение взлета тяжелых летательных аппаратов с дополнительным увеличением загрузки с укороченных взлетных полос авианосцев или аэродромов при повышении эффективности использования энергетических и мощностных ресурсов, экономических показателей, технологичности оборудования и катапульты в целом.

Достигаемый технический результат заключается в совокупности отличительных свойств предлагаемого устройства, его функциональных и конструктивных особенностей, позволяющих обеспечить разгон самолетов, при минимальном времени цикла работы катапульты с заданным регулируемым ускорением, ограничиваемом на уровне, ниже предельно допустимого для человека, за счет:

- расширения мощностного диапазона катапульты для обеспечения разгона тяжелых или тяжело загруженных самолетов при управляемом тяговом усилии;

- прямой передачи тросом тягового усилия к тележке, сцепленной с самолетом, от барабана электролебедки, многообмоточная электрическая машина которой, получая энергию от конденсаторного накопителя, через многоканальный инвертор полупроводникового преобразователя, обеспечивает заданное ускорение, независимо от изменяющихся масс различных летательных аппаратов, с использованием ресурса мощности параллельных каналов передачи энергии по программе управления электроприводом;

- наличия обратимого электропривода возвратно-тормозной демпферной лебедки в локальной электроэнергетической системе катапульты, позволяющей контролировать параметры движения, демпфировать отклонения ускорения тележки в процессе разгона самолета, притормаживанием, а также тормозить, после отсоединения самолета от устройства, с отдачей рекуперируемой энергии в накопитель и возвращать тележку в стартовую зону катапульты;

- повышения энергоэффективности катапульты, обеспеченного высоким КПД преобразования и рекуперацией энергии во время торможения тележки, а также при использовании механической энергии вращающихся элементов генераторных агрегатов, в том числе, совмещенных с маховиками;

- обеспечения энергонезависимости от корабельной энергосистемы;

- сокращения длительности цикла работы катапульты при более ускоренной перезарядке конденсаторного накопителя, в сравнении с другими типами накопителей;

- повышения безопасности при контролируемом ускорении в процессе разгона самолета;

- повышения структурной надежности параллельным резервированием каналов передачи энергии в катапульте.

Технический результат достигается следующим образом. Разгонное устройство для взлета корабельных самолетов, содержит разгонную тележку, расположенную под разгонной дорожкой взлетной полосы, в продольную щель которой, пропущен упорный элемент тележки с захватом для соединения с передней стойкой шасси самолета, а к упомянутой стойке шасси на стартовой позиции самолета может присоединяться устройство удержания и упомянутый захват; к передней части тележки прикреплен трос тяговой лебедки, расположенной в противоположной стороне стартовой позиции самолета, с барабаном навивки троса и многообмоточной электрической машиной / машинами, обмотки которой подключены к многофазному выходу инвертора / инверторов тягового преобразователя частоты, а вход выпрямителя упомянутого преобразователя подключен к шинам переменного тока, при этом выход выпрямителя и вход инвертора соединены с шинами соответствующих полярностей постоянного тока, к которым подключены конденсаторный накопитель, а также выход выпрямителя и вход инвертора обратимого преобразователя частоты возвратно-тормозной лебедки, расположенной у стартовой позиции, причем вход выпрямителя обратимого преобразователя частоты подключен к шинам переменного тока, а выход инвертора - к обмоткам электрической машины, вал которой присоединен к общему валу барабана и электромеханического управляемого тормозного устройства возвратно-тормозной лебедки, а трос ее барабана прикреплен к задней части тележки; к упомянутым шинам переменного тока подключены выходы одного или нескольких генерирующих агрегатов разгонного устройства, состоящих из теплового двигателя и генератора электрической энергии, а также согласующий силовой трансформатор, соединяемый с внешней энергосистемой; к шинам переменного и постоянного тока могут быть подсоединены соответствующие шины других аналогичных разгонных устройств.

Разгонное устройство может содержать один или несколько генерирующих агрегатов, каждый из которых состоит из соединенных теплового дизельного двигателя и генератора электрической энергии, обмотки которого, через разъединитель, подключены к соответствующим шинам переменного тока, а к упомянутому агрегату может, с помощью муфты, присоединяться маховик.

Разгонное устройство может содержать один или несколько генерирующих агрегатов, каждый из которых состоит из соединенных турбинного двигателя и генератора электрической энергии, обмотки которого, через обратимый выпрямитель и разъединитель, подключены к соответствующим шинам постоянного тока, а к упомянутым двигателю и/или генератору агрегата может, с помощью муфты, присоединяться маховик.

Разгонное устройство может содержать тяговую лебедку с барабаном усеченной конической формы с началом навивки троса по окружности меньшего диаметра.

Более подробно решение раскрыто в приведенном ниже примере реализации, и иллюстрируется чертежами, где

на фиг. 1 - структурно-функциональная схема разгонного устройства;

на фиг. 2 - разгонная тележка с упорным элементом и захватом, расположенная под разгонной дорожкой и передняя стойка шасси самолета с устройством удержания;

на фиг. 3 - схема генерирующего агрегата с дизельным двигателем;

на фиг. 4 - схема генерирующего агрегата с турбинным двигателем.

Разгонное устройство для взлета корабельных самолетов содержит разгонную тележку 1, расположенную под разгонной дорожкой 2 взлетной полосы (палубы), в продольную щель которой, пропущен упорный элемент 3 тележки с захватом 4 для соединения с передней стойкой 5 шасси самолета, а к упомянутой стойке шасси на стартовой позиции самолета может присоединяться устройство удержания 6 и захват 4; к передней части тележки 1 прикреплен трос 7 тяговой лебедки 8, расположенной в противоположной стороне от стартовой позиции самолета, с барабаном 9 навивки троса и многообмоточной электрической машиной (или несколькими машинами) 10, обмотки которой подключены к многофазному выходу инвертора (инверторов) 11 тягового преобразователя 12 частоты, а вход выпрямителя 13 упомянутого преобразователя подключен к шинам 14 переменного тока, при этом выход выпрямителя 13 и вход инвертора 11 соединены с шинами 15 соответствующих полярностей постоянного тока, к которым подключены конденсаторный накопитель 16, а также выход обратимого выпрямителя 17 и вход инвертора 18 обратимого преобразователя 19 частоты возвратно-тормозной лебедки 20, расположенной у стартовой позиции, причем вход выпрямителя 17 обратимого преобразователя частоты подключен к шинам 14 переменного тока, а выход инвертора 18 - к обмоткам электрической машины 21, вал которой присоединен к общему валу барабана 22 и электромеханического управляемого тормозного устройства 23 возвратно-тормозной лебедки 20, а трос 24 барабана 22 прикреплен к задней части тележки 1; к шинам 14 переменного тока подключены выходы одного или нескольких генерирующих агрегатов 25 разгонного устройства, состоящих из теплового двигателя 26 и генератора 27 электрической энергии, а также согласующий силовой трансформатор 28, соединяемый с внешней энергосистемой; к шинам 14 и 15 переменного и постоянного тока, соответственно, могут быть подсоединены соответствующие шины других аналогичных разгонных устройств.

Разгонное устройство может содержать один или несколько генерирующих агрегатов 25, каждый из которых состоит из соединенных теплового дизельного двигателя 26 и генератора 27 электрической энергии, обмотки которого, через разъединитель, подключены к соответствующим шинам 5 переменного тока, а к двигателю 26 и/или генератору 27 агрегата может, с помощью управляемой разъединительной муфты 28, присоединяться маховик 29.

Разгонное устройство может содержать один или несколько генерирующих агрегатов 25, каждый из которых состоит из соединенных турбинного двигателя 26 и генератора 27 электрической энергии, обмотки которого, через обратимый выпрямитель 30 и разъединитель, подключены к соответствующим шинам 4 постоянного тока, а к двигателю 26 и/или генератору 27 агрегата может, с помощью управляемой разъединительной муфты 28, присоединяться маховик 29.

Разгонное устройство может содержать тяговую лебедку 8 с барабаном 9 усеченной конической формы с началом навивки троса 7 по окружности меньшего диаметра.

Разгонное устройство для взлета корабельных самолетов работает следующим образом. При подготовке к работе разгонного устройства осуществляется ввод в рабочее состояние преобразователей 12, 19 и заряд конденсаторного накопителя 16 от доступных источников электрической энергии, которыми являются генерирующий агрегат 25 и, дополнительно, внешняя электроэнергетическая система, подключаемая через трансформатор 28. Ограничение тока для обеспечения безударного заряда накопителя 16 может осуществляться параметрическим и алгоритмическим способами, а также применением устройства предварительного заряда (на фигурах не показано). Режим ускоренного заряда накопителя 16 может обеспечиваться от обоих источников одновременно, при условии обеспечения синхронизации генератора 27 к напряжению, получаемому через трансформатор 28, по частоте, амплитуде и фазе. Заряд от шин 14 переменного тока может осуществляться через выпрямитель 13 преобразователя 12 и/или управляемый обратимый выпрямитель 17 обратимого преобразователя 19.

Цикл работы разгонного устройства начинается с подготовки к запуску самолета и заключается в выведении его на стартовую позицию разгонной дорожки 2, в механическом соединении устройства удержания 6 и фиксации захвата 4 упорного элемента 3 тележки 1 с передней стойкой 5 шасси, после чего управляемое тормозное устройство 23 блокирует вал возвратно-тормозной лебедки 20. К обмоткам электрической машины 21 подается напряжение с инвертора 18 обратимого преобразователя 19, формирующее небольшой тормозной момент для натяжения троса.

Процесс старта начинается, когда двигатели самолета переводятся в форсажный режим, тормозное устройство 23 разблокирует вал возвратно-тормозной лебедки 20, а самолет удерживается в стартовой позиции устройством удержания 6 и небольшим тормозным моментом лебедки 20. Подается напряжение на обмотки многофазной электрической машины (или машин) 10 тяговой лебедки 8 от инвертора (инверторов) 11 преобразователя 12 частоты. В машине 10 формируется суммарное вращающее магнитное поле форсированным током обмоток, получаемым за счет значительного энергетического ресурса инверторов тягового преобразователя 12. Тяговое усилие троса (в случае применения в лебедке 8 барабана 9 конической формы - от витка меньшего диаметра) достигает заданного значения, при котором устройство удержания 6 отсоединяется от передней стойки 5 шасси самолета.

Самолет, приводимый с помощью захвата 4, упорного элемента 3 тележки 1, через трос 7 барабана 9, вращаемого электродвигателем 10, приходит в движение и ускоряется. При этом, привод возвратно-тормозной лебедки 20, воспроизводя небольшое тормозное усилие для поддержания троса 24 в натянутом состоянии, обеспечивает контроль равноускоренного движения тележки 1, во избежании превышения допустимого ускорения. Тормозное усилие лебедки 20 обеспечивается электрической машиной 21, переведенной в генераторный режим, энергия которой, через инвертор 18, поступает на шины 15 постоянного тока, либо, через обратимый выпрямитель 17, к шинам 14 переменного тока.

Постоянство значения заданного ускорения на разгонной дорожке 2 обеспечивается программой управления электроприводом тяговой лебедки 8 с учетом суммарной переменной массы самолетов и приводимого в движение оборудования катапульты.

В противоположном конце дорожки 2 осуществляется торможение разгонной тележки 1. Электрическая машина 10 из двигательного режима переводится в генераторный режим, в котором осуществляется рекуперативное торможение вращающегося по инерции барабана 9 тяговой лебедки с отдачей энергии через инверторы 11 в шины 15 постоянного тока и конденсаторный накопитель 16. Одновременно резко увеличивается тормозное усилие лебедки 20 от машины 21, уже работавшей в генераторном режиме. Взаимодействие приводов обеспечивает предотвращение потери натяжения троса 7 при эффективном торможении тележки 1. Рекуперируемая электрическая энергия машины 21, через инвертор 18, поступает на шины 15 постоянного тока и в накопитель 16. В случае избытка энергии в накопителе 16 она передается во внешнюю энергосистему, через управляемый выпрямитель 17, шины 14 и трансформатор 28.

При снятии ускоряющего усилия со стороны упора 3 и торможении тележки 1, происходит отсоединение захвата 4 от передней стойки 5 шасси, а самолет, ускоряемый собственными двигателями, работающими в форсажном режиме, продолжает самостоятельное движение по полосе и взлетает.

Тележка 1, после остановки в конце разгонной дорожки 2, возвращается в стартовую зону реверсом машины 21 возвратно-тормозной лебедки 20, при формировании небольшого тормозного усилия лебедкой 8 для натяжения троса 7.

Следует отметить, что при выполнении цикла работы катапульты, генерирующий агрегат 25 (один или несколько агрегатов, в том числе представленных на фигурах 1, 3 и 4) постоянно производит электрическую энергию. При снижении напряжения в конденсаторном накопителе 16 во время разгона самолета, агрегат 25, в пределах расчетного рабочего диапазона, обеспечивает восполнение заряда накопителя за счет управления тепловым двигателем 26 и генератором 27, а также накопленной механической энергии вращающихся масс. Для увеличения накопления механической энергии целесообразно применение дополнительного маховика 29, присоединяемого, например, через муфту 28, обеспечивающую технологии запуска и обслуживания двигателей 26.

Сразу после остановки тележки 1, от генерирующего агрегата 25 и/или от резервного источника - внешней энергосистемы, через трансформатор 28, осуществляется форсированный дозаряд конденсаторного накопителя 16.

Окончанием восполнения заряда накопителя 16 завершается цикл работы разгонного устройства, который может повторяться практически неограниченно, начиная с выведения следующего самолета на стартовую позицию.

Радикальное снижение затрат времени между взлетами самолетов можно осуществить параллельным подсоединением соответствующими шинами аналогичных разгонных устройств, к шинам 14 и 15, что обеспечит чередование разгонов самолетов с двух или нескольких дорожек при дополнительном повышении надежности и живучести комплекса разгонных устройств.

На Фиг. 3 и Фиг. 4 представлены схемы генерирующих агрегатов 25, содержащих тепловые двигатели 26 и генераторы 27, к которым, через разъединительную муфту 28, подсоединяется маховик 29. Известно, что элементы конструкции теплового двигателя и генератора, совершающие вращательное движение, обладают значительным совокупным моментом инерции, по существу могут совмещать функции накопления механической энергии, которую целесообразно использовать. Подключение дополнительного маховика 30, через разъединительную муфту 28, к агрегату 25 (с размещением перечисленного оборудования на общей платформе), позволит увеличить общий момент инерции и обеспечит дополнительный ресурс энергии при незначительном увеличении габаритов и массы агрегатов.

Предложен вариант исполнения генерирующего накопительного агрегата (Фиг. 3), который состоит из агрегата 25 с тепловым дизельным двигателем 26 и генератором 27, механически соединяемого, с помощью муфты 28, с дополнительным маховиком 29. Агрегат предназначен непосредственно, без дополнительных преобразователей, обеспечивать электроэнергией шины 14 переменного тока. Муфта 28 служит для обеспечения пускового режима дизель-генераторного агрегата 25, после чего маховик 29 подключается, а двигатель 26 увеличивает частоту вращения до заданного значения. Во время разгона самолета, при снижении напряжения на шинах 15, генератор 27, через выпрямитель 13 преобразователя 12, будет осуществлять отдачу преобразованной механической энергии всех вращающихся масс, в том числе работающего дизельного двигателя 26, одновременно с накопителем 16, инвертору 11 электропривода тяговой лебедки 8.

Предложен вариант исполнения генерирующего накопительного агрегата (Фиг. 4), который состоит из агрегата 25 с тепловым турбодвигателем 26 и генератором 27, механически соединяемого, с помощью муфты 28, с дополнительным маховиком 29. Генератор 27 связан электрическим соединением с обратимым выпрямителем 30, выход которого будет обеспечивать энергией шины 15 щита постоянного тока. Накопление и восполнение энергии маховиком 29 обеспечивается за счет повышения оборотов турбины 26, а также может осуществляться генератором 27, переводимым в двигательный режим, через обратимый выпрямитель 30. Во время разгона самолета, при снижении напряжения на шинах 15, генератор 27, через выпрямитель 30, будет осуществлять отдачу преобразованной механической энергии всех вращающихся масс и работающего турбодвигателя 26, одновременно с накопителем 16, электроприводу тяговой лебедки 8.

Совмещение конденсаторного накопителя 16 и генерирующего агрегата 25 с механическим накопителем энергии - маховиком 29, при непосредственном преобразовании, накоплении энергии, позволяет успешно использовать достоинства накопителей, построенных на различных физических принципах, чем повысить надежность, живучесть, снизить совокупную массу и габариты накопительного устройства локальной электроэнергетической системы.

Применение в устройстве тяговой лебедки с коническим барабаном позволит снизить диапазон частот вращения лебедки и рационально распределить токовую загрузку оборудования в процессе движения самолета по разгонной дорожке.

Предложенное устройство позволяет обеспечить управляемый разгон самолетов с укороченных взлетных полос аэродромов и авианосцев при поддержании ускорения на заданном ограничиваемом уровне, ниже предельно допустимого для человека, за счет:

- применения основных видов оборудования, изготавливаемого по освоенным технологиям;

- расширения функциональных возможностей при оптимизации структурной схемы, снижении массы и габаритов оборудования, задействованного при генерировании, накоплении, преобразовании и передаче энергии;

- обеспечения энергонезависимости, повышения энергоэффективности устройства;

- прямой электромеханической передачи управляемого тягового усилия самолету и подвижным элементами конструкции катапульты, воспроизводимого электроприводом, получающим электроэнергию непосредственно с шин постоянного напряжения от конденсаторного накопителя, а также преобразованную энергию вращающихся элементов генерирующих агрегатов;

- наличия обратимого электропривода возвратно-тормозной демпферной лебедки в локальной электроэнергетической системе катапульты, позволяющего контролировать параметры движения, демпфировать отклонения ускорения тележки в процессе разгона самолета рекуперативным притормаживанием, а также тормозить и возвращать тележку в стартовую зону разгонной дорожки катапульты;

- повышения структурной надежности, живучести, безопасности и ремонтопригодности катапульты;

- возможности минимизации длительности цикла взлета самолетов с укороченных взлетных полос аэродромов или авианосцев, в том числе, параллельным подключением в общую схему нескольких аналогичных устройств.