本发明固定翼飞机起飞助飞车，是在陆地或舰船甲板使用的、为固定翼飞机起飞时提供额外大推力、以便使固定翼飞机在简易短程跑道上满油重载起飞的辅助装置，属于飞机辅助起飞技术领域。
背景技术：
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1910年，美国民间飞行员尤金·伊利从美国海军“伯明翰”号巡洋舰上拉起“柯蒂斯”式飞机徐徐升入空中。自此，各海军强国纷纷看好能搭载飞机的航空母舰，并琢磨怎样才能使舰载机滑跑最短的距离就迅速离舰升空，怎样才能最便捷、有效地回收舰载机。
1911年，美国西奥多·埃利森海军上尉最先研制成功世界上第一台弹射器。这台原始的弹射器由3条绳索和1块砝码组成，由于弹射效果极差，所以对舰载机起飞几乎没起到多大作用。后来，埃利森对这种弹射器进行了全面改进，变成压缩空气弹射器，终于在1912年11月12日实现了航空史上的舰载机首次弹射起飞。
1922年11月，美国在第一艘改装而成的“兰利”号航空母舰上，采用以压缩空气为动力的旋转式弹射器，成功地完成了弹射飞机的试验。不久，一些国家海军又在改装的战列舰和巡洋舰的艉部安装飞轮弹射器，专门用来弹射水上飞机。当水上飞机航空母舰逐渐淡出海战舞台后，不少国家又转而在常规起降飞机母舰的艏部甲板安装以火药为能源的弹射器，来替代压缩空气弹射器和飞轮弹射器。
1927年，美国海军在“科罗拉多”号战列舰上装设了P-5型转台式火药弹射器。该型弹射器能在17米的距离内，把3吨多的飞机加速到52节(96千米/小时)。
1934年，美国研制出世界上首型液压式弹射器。这种弹射器在短短的几秒钟内释放出蓄压器中存储的能量，使飞机达到最大起飞离舰速度。经过多年的摸索与改进，到第二次世界大战期间，液压式弹射器已在美国航空母舰上得到广泛使用。在此期间，美国还研制运用过一种电动式弹射器，只是由于它体积和重量太大、不适合装设在舰上而被迫停止试验。
1950年，英国海军航空兵预备队司令米切尔研制出一型弹射力较强的蒸汽弹射器。一年后，这种冲程45.5米的拖索式BXS-1型蒸汽弹射器，被用到英国 海军“英仙座”号航空母舰。应该说，蒸汽弹射器是舰载机起降技术的一个里程碑。美国海军第一级真正意义上的“福莱斯特”级航母满载排水量7万多吨，全舰共装有4部冲程70多米的蒸汽弹射器，可以一次起飞4架舰载机、在1小时内把40架舰载机送上天。
1960年，美国海军还曾研制出一种内燃式弹射器，并安装到“企业”号核动力航空母舰上。不过，这种内燃式弹射器至今仍不能令人满意，所以“企业”号还同时装备有蒸汽弹射器。
随着航母吨位的增加，舰载机的起飞重量越来越大，弹射器也随之不断改进。但时至今日，只有美国全面掌握了弹射器技术，连法国的中型“戴高乐”号核动力航空母舰采用的也是美国弹射技术。美国大型航母上的C-13-1型蒸汽弹射器冲程达到94.6米，可将36.3吨重的舰载机以185节(即339千米/小时)的高速弹射出去，完全能够满足F-14战斗机和E-2预警机的起飞要求。在作战条件下，4部弹射器能以每分钟弹射2架的速率起飞所有的舰载机。
当今，世界各国海军航空母舰舰载机的起飞方式主要有弹射起飞、滑橇起飞和垂直/短距滑跑起飞等。滑橇起飞是利用航母艏部的上翘甲板，在机载发动机的大推力下实现起飞。垂直/短距滑跑起飞则是利用机载发动机的推力矢量控制来实现起飞。
弹射起飞是指航母上的舰载机在弹射器的帮助下提高滑行速度，缩短起飞所需滑行距离的起飞方式，利用飞行甲板上布置的弹射装置，在一定行程内对舰载机施加推力，使其达到离舰起飞的速度。目前实际应用成熟的仅有蒸汽弹射器，但由于蒸汽弹射器在实际应用中发现种种弊端，人们研制了多种替代产品，最有希望在近期内取而代之的就是电磁弹射器。
蒸汽弹射器是以高压蒸汽推动活塞带动弹射轨道上的滑块，把与之相连的舰载机弹射出去的。它体积庞大，工作时要消耗大量蒸汽，功率浪费严重，只有约6％的蒸汽被利用。为制造和输送蒸汽，航母要备有海水淡化装置、大型锅炉和无数管线，工作维护量惊人。它的最大缺陷在于因为弹射功率太大而无法发射无人机，现役的无人机因为重量轻，在弹射时机体会被加速度扯碎。
电磁弹射器是一个复杂的集成系统，其核心是直线弹射电动机。这种电动机的概念类似磁悬浮列车采用的技术，与磁悬浮列车所不同的是，磁悬浮列车的运动是漂浮在空气中，而弹射电动机带着一个往复车沿弹射器轨道滑行。工作时，电动机得到供电，往复车在电磁力的作用下，拉着飞机沿弹射冲程加速到起飞速度。飞机脱挂后，往复车受到反向力的制动，低速回到出发的位置。 但迄今为止，世界上包括美国在内的任何国家仍然没有一套成熟的电磁弹射器处在使用之中。
弹射起飞的综合性能要优于滑跃起飞，主要原因：滑跃起飞一般需要将航母的船头转向逆风——和二战时一样，容易贻误战机；受到海况影响大；滑跃甲板一旦遭到战损整个航母就会处于半瘫痪状态；最后用滑跃起飞的飞机的载重量受到一定的限制，影响了战机的航程和战斗能力。
滑跃式起飞相对来说比较简单，只要飞机的发动机的推力够大就可以了。但其弊端也很大：其一就是载弹量和载油量受到限制，使飞机的作战性能大打折扣。例如俄罗斯的苏33和美国的F/A18E/F″超级大黄蜂”相比，在性能上毫不逊色。如果在陆地上PK，绝对是势均力敌。但若双方都从航母上起飞较量的话，苏33绝对赚不到丁点便宜——航程短，弹药少，缺乏预警机，反潜机，没有加油机。因为滑跃式起飞只能起飞直升机和推力大的战斗机，对于那些个子大，身体重，速度慢的固定翼预警机、反潜机、加油机来说，根本不能起飞。直升预警机和固定翼预警机根本不在一个等级。首先，预警直升机至多可飞五千多米高，但固定翼预警机一般都在万米以上高空飞行。正所谓站得高看得远，固定翼预警机可以在一千公里之外发现敌方战机，在600公里外发现敌方来袭的导弹，为己方的战机、舰艇赢得充足的预警时间。其二就是固定翼预警机速度快，每小时可以达到八百公里左右，可以快速到达战场空域，为战斗机提供所需的战场信息。但目前直升机最快时速也只有400多公里，如果打起仗来，可能就会出现如下的情况：战斗机风驰电掣地赶到了战场，却找不到目标，只能焦急等待预警机的敌方信息数据。但等预警机赶到，战斗机已经被敌方击落了。但如果航母配备了蒸汽弹射器就大不一样了，战斗机可以载满油量、挂满弹药起飞，大型的预警机、加油机也能起飞。
垂直起降飞机有诸多先天缺陷：一、太费油，在垂直起飞的时候要耗掉总油料的三分之一，所以不具备远航能力；二、载弹量太小，鹞式战机载弹量仅有2271Kg，而同期美国的F-14有6577Kg，对比之后一目了然，在载弹量增加的时候，就不能垂直起降了，必须借助一段跑道，这样一来倒不如发展常规战机；三、操做太难，飞行员不好训练，英国在马岛战争时就有5架鹞式战机因为操作失误导致坠毁，所以费劲费财；四、发动机在全负荷运转的时候对环境要求较高，因为一旦有起飞掀起的沙土被吸进运转中的发动机的话，就有可能发生不可估量的后果；五、维护频繁，需要的地勤维护时间普遍长于其他战机。
综上所述，现阶段要想最大发挥航母舰载机的作战效能，就必须安装固定翼飞机强力辅助起飞装置(例如蒸汽弹射器)。
技术实现要素：
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本发明要解决的技术问题：
本发明固定翼飞机起飞助飞车，是要解决在陆地或舰船甲板上的固定翼飞机如何在简易短程跑道上满油重载起飞的问题。
解决问题所要采用的技术方案：
本发明的固定翼飞机起飞助飞车，简称助飞车，包括动力系统、能源供给系统、控制系统、底盘车架和车轮系统、对飞机各起落架锁定及解锁机构、对各起落架推力大小调节装置、对助飞车进行保护及减少风阻的整流罩、还有其它一些必要的辅助装置等。
固定翼飞机起飞助飞车的动力系统使用航空发动机若干台。航空发动机体积小、重量轻、推重比大、推力大小易调控且响应迅速、运行安全可靠、能量转换效率高、结构紧凑、能承受急剧的加减速力量。
固定翼飞机起飞助飞车使用的航空发动机，应根据其用途选择型号。例如用于“辽宁舰”上的固定翼飞机起飞助飞车，主要用于舰载机歼15的起飞助飞，那么就可以选用和歼15同系列甚至同型号的航空发动机。这样有以下好处：一是使用同种燃油，无需专用油库；二是大部分备件互换，减少备件种类和数量；三是维护设备和工具通用；四是维护人员也可以由战机维护人员兼职，减少专职人员配备。
用于助飞车使用的航空发动机，由于使用条件不同，和普通航空发动机有所不同，可以根据实际需求，由普通发动机改进而得：例如歼1S使用的是涡扇10H发动机，那就可以在涡扇10的基础上开发出专用的改进型发动机。
助飞车的航空发动机，其使用是间歇的，每次工作时间不到十秒，且多是开加力的最大功率，因此要求其输出功率高推力大，但不要求长期持续工作，这在技术上要比飞上天的航空发动机容易得多：
因为助飞车的航空发动机，其工作时间是按秒计算，所以其大修寿命就不是那么重要。我国现在生产的航空发动机的大修寿命还比较短，这对于装在飞机上的发动机来说是很大的缺陷，而对于助飞车，假设每台助飞车每天起落100架次也不过1000秒不到18分钟的工作时间，300小时的发动机大修寿命理论上可以助飞十万八千架次，基本上就是使用期免维护了。
因为助飞车的航空发动机不需飞上天，不需要和飞机匹配，所以对体积、 重量、形状的要求就不是那么严格：可以采用某些不太贵重的材料来降低成本，体积也不需要那么紧凑，形状也不需考虑过多，所以设计的约束条件相对简单得多。
因为助飞车在陆上或船上使用，而一个助飞架次耗油量是以公斤计算，并且工作间隙加油容易实现，所以油耗因素也可以忽略不计；对于飞机上使用的航空发动机，其油耗极大程度决定了飞机的航程，燃油效率是个关键；所以不在乎油耗的航空发动机的设计相对更加容易。
因为助飞车在陆上或船上使用，且是间歇使用，它们结构简单，工作条件不苛刻，维护方便，又有备用助飞车可以迅速替换，所以对于可靠性的要求不高，容易做到。
固定翼飞机起飞助飞车不需要改变推力方向，所以矢量推进功能可以取消；不需要考虑红外隐形等功能，这些功能设计都可以不要；
另外，由于助飞车使用的航空发动机启动和关闭频繁，瞬时加力推力要求大，紧急制动要求能承受更多的负加速度，这些都要根据实际使用条件进行实验和设计。
在涡扇发动机家族中，高推重比、带加力燃烧室的低流量比涡扇发动机，被作为空中优势战斗机的动力；而大流量比(5--8)、大推力的涡扇发动机则用于大型宽体客机和战略远程巨型运输机上。助飞车也可以考虑采用其它合适的大推力航空发动机。
固定翼飞机起飞助飞车，使用的航空发动机数量，可以是一台，也可以是数台，根据应用需求而定。在“辽宁号”航空母舰使用的固定翼飞机起飞助飞车，主要为歼15舰载机起飞助飞，可使用两台或四台涡扇10发动机并联。发动机位于机翼下方，在飞机后起落架两侧对称分布。
固定翼飞机起飞助飞车的能源供给来自于航空燃油，其油箱容量和加注燃油量，可根据助飞车航空发动机耗油量、台数、每次工作时间和工作批次等公开数据来估算：例如，根据公开的涡扇10发动机数据，单台发动机自重约1700Kg，推重比7.5，开加力最大起飞推力132KN，开加力耗油率为2.02k-2.08k千克/公斤/小时。根据公开资料辽宁号航空母舰上有约30架固定翼飞机，有两条105米短跑道和一条195米长跑道。那么应配套4-6台助飞车，3台分属三条跑道，其它处于检修备用状态。设每条跑道每次为10架固定翼飞机起飞助飞，每次工作包括预热时间约10秒，则总工作时间为100秒。根据资料开加力耗油率为2.02k-2.08k千克/公斤/小时，按2.08k千克/公斤/小时计算，双发 加倍，工作100秒耗油量不超过100Kg。考虑怠机损耗及留有余量，可设定油箱容量300-400Kg，标准加油量200Kg。
固定翼飞机起飞助飞车的智能控制系统，也是根据用途设计的。例如安装在“辽宁舰”上的助飞车控制系统，首先，它应该是无人驾驶车，那么它必然是以程控为主，可加装遥控数据链甚至线控。其次，它应该有多种传感器，例如监测助飞车状态的车速传感器、风速传感器、加速度传感器、行进方向传感器等，监测发动机工作状态的各种传感器如发动机转速、推力、燃气温度、压力传感器等，监测燃油传感器如油温、油压、油量、耗油量等传感器，还有监测助飞车与飞机各起落架的锁定机构状态及推力分配情况的传感器，以确定助飞车与飞机的相互关系及应力。第三，它应该具有对所有监控信息自动处理的功能，根据输入的被助飞飞机参数以及其它各参数，按给定的程序和方案高速运算并通过执行机构作出快速反应。例如要对助飞过程任一时刻的各发动机工作状态调整，确定每个发动机的推力大小和变化及其相对应的即时加油量等；对任一时刻每个起落架的助推力进行调整；对每个起落架的锁定及开锁时间进行控制，以确定助飞车和飞机的分离时间和位置；确定发动机熄火时间，确定熄火后刹车的时间、位置和力量，确定借助外在阻力刹车的时间、位置和力量；当助飞车停止后，以自身动力或借助外力重返起飞位置为下一轮工作准备。第四，它应该有输入输出设备和接口，有无线数据链传输各参数指令和回馈工作状态，有显示屏幕，有声光显示报警，有类似飞机黑匣子的数据备份和储存的装置。控制系统具体如何设计还要在实验实践中完善。
固定翼飞机起飞助飞车的底盘车架和车轮系统，是整个助飞车的骨架，助飞车所有部件都直接或间接固定在车架上。尤其是航空发动机，它占助飞车总重量的七成，它相当于自身重量7.5倍的推力以及相当于自身重10倍以上的制动力，都通过与车架的联结来传递。车架要有足够的强度，它要承受各部件至少10倍于助飞车自身重量的加减速力量。车轮至少要有两种结构：一种是导轨式的，车轮在固定轨道上行进，这种结构适用于舰船上；另一为胶轮式的，适用于陆地机场。
适用于舰船上的导轨式固定翼飞机起飞助飞车，因为其运行跑道固定，所以适合铺设导轨。助飞车在导轨上运行，可以使磨擦阻力减至最小；助飞车的车轮，应是锁定在导轨上运动，可承受相当强度的上下左右方向应力，当助飞车与飞机锁定滑行时，就限定了飞机在预定的跑道上前进，而且可以抵抗高强 度的甲板侧风和空气乱流，抵抗舰船剧烈的颠簸，保证飞机在恶劣天气顺利起飞。因为助飞车在导轨上运行，当助飞车与飞机脱离后，就完全可以利用外部机构来进行制动。例如参考阻拦索的运行原理，设计简化的阻拦装置，在轨道上合适的位置制动助飞车；或者参考蒸汽弹射器水刹器的原理对助飞车进行制动。助飞车制动停止后，也可以方便地利用外力使助飞车复位，进行下一次工作。总之因为助飞车在固定且短程的轨道上运行，所以就要尽可能把助飞车的功能转移到外部以降低自重，提高助飞效率。在其它条件不变的情况下，助飞车重量减少100Kg，那么飞机的起飞重量就可以增加80Kg。
胶轮式的固定翼飞机起飞助飞车，主要应用于陆地机场。由于陆地机场跑道相对宽而长，不适于铺设导轨，而胶轮式助飞车的使用比较灵活：它有自行动力，可以有人驾驶、遥控驾驶、程控驾驶或者多驾驶系统相辅相成且随时转换；可以自力制动，也可以借外力制动，可以绕过障碍和沟坎，这一功能特别适合在战损的跑道上作业。
固定翼飞机起飞助飞车装有对飞机各起落架锁定及解锁机构。当固定翼飞机起飞助飞车在对飞机助飞时，也需要两者联结在一起，但助飞车与飞机的联结，是通过多个联结点来联结所有起落架，助飞车各联结点都有简单的机构，能可靠锁定起落架，并在必要时迅速可靠地解除锁定。
现有美国使用的蒸汽弹射器只是和前起落架联结，而后面两起落架自由，所有弹射力量集中在前起落架，再从机身前部传递到整体，这就要求前起落架和相联结的机身要有足够强度。从公开资料来看，超级大黄蜂F18，舰载机型至少比陆地机型的前起落架增重200公斤。相应的机身部分也要增重，但没找到相关资料和数据。我们知道，飞机上每个部件的重量都是按克计算的，每增减一分重量，都会影响到起飞、降落、航程、航速、载弹量及空战中灵敏度等重要指标，所以飞机都是尽可能用各种轻质高强复合材料替代重质材料。
歼15舰载机，因为滑跃起飞，所以前起落架及机身部分有所加强；而各种飞机的后起落架，由于是降落时力量的主要承受部位，再加上承受阻拦索的拉力，所以后起落架及机身本来就有相当强度。但若是弹射起飞仅靠前起落架承受弹射推力，则前起落架及机身就要再补强，有着相当强度的后起落架及机身却不能分担弹射推力，这种应力集中的弹射方式，若非不得已肯定不会这样。
固定翼飞机起飞助飞车在工作时与全部起落架锁定，其助飞推力分散在三个起落架上，同时也是分散在机身的三个主要承力部分。助飞推力在三个起落 架上的分配也不一定是平均的，可以根据助飞工作需要和飞机各起落架强度等条件进行调整。也就是说助飞车可以象弹射起飞一样把所有助飞推力都集中在前起落架，也可以把主要助飞推力集中在后方两个起落架上，还可以在短短几秒的助飞过程中根据需要微调各个起落架的受力大小。或许有人担心后起落架承受助飞推力会让飞机跑偏，那么我们可以这样分配推力；假设总推力为10吨，若前起落架分配4吨，后起落架每个分配3吨，这样仍然是前起落架承受的最大助推力，决定着飞机滑跑的方向。
这样的结构，一是舰载机各个起落架及相应机身机架受力部分都可以不用考虑承受强劲助飞推力的问题，不需要特别补强，减轻了舰载机的重量；二是这种灵活的助力推力分配方式，使得固定翼飞机起飞助飞车还可以适应非舰载机的其它各类固定翼飞机。例如歼10、歼16、歼20、歼31甚至是运8、运20、伊尔76、民航机等等都可以应用这种助飞车助力起飞。
助飞车的整流罩，一是对内部各部分起保护作用，不仅可以防止日晒雨淋，海风海浪的侵袭等，还能承受助飞车与飞机分离后飞机发动机尾焰的短时炙烤高温，二是要与飞机外形特别是挂载后的外形相配合，设计成流线形以减小风阻。
有益效果：
本发明的固定翼飞机起飞助飞车，与现有最成熟的蒸汽弹射器及未来的电磁弹射器相比有众多优点：
一是固定翼飞机起飞助飞车体积小重量轻，体积相当于一辆小卡车，重量只有几吨。因为它可以与舰载机联结在一起且位于起落架两侧机翼下方的空间，所以理论上讲它不占用机库新空间，原来机库可以存放多少架舰载机，就可以同时再存放相应数量的助飞车，所以助飞车对舰上存放空间没有要求。
二是固定翼飞机起飞助飞车不需要用淡水也不需要高温高压水蒸汽，它结构简单，不需要海水淡化装置，没有笨重的锅炉及大量管道阀门，更没有甲板下面的汽缸活塞等复杂装置，它减少了航母的这部分设计和制造，为其它设备的安装和使用腾出至少几百吨的重量和大量的体积空间。
三是固定翼飞机起飞助飞车既不需要舰上动力，也不需要在甲板下方进行大的设计改造来配合，它的运行轨道可以不是直线，所以它特别适合滑跃起飞航母特别是辽宁号的改进，而蒸汽弹射和电磁弹射都不可能配置在“辽宁舰”上；若是“辽宁舰”上使用了固定翼飞机起飞助飞车，舰载机起飞就可以载更 多油挂更多弹，固定翼的预警机、反潜机及加油机等都可以在“辽宁舰”上起飞，这将极大提高它的战斗力。
四是固定翼飞机起飞助飞车的工作人员和维护人员极少。蒸汽弹射器需要120个以上的操作维护人员，电磁弹射器也需要90人左右，而助飞车的操作维护人员不会超过30个；
五是固定翼飞机起飞助飞车的启动和停止非常快速便捷。蒸汽弹射器启动前必须先生产大量的高温高压蒸汽，这需要很长的反应时间，或者需要蒸汽锅炉一直处于备战状态，这又大大消耗了蒸汽锅炉的使用寿命，极大地浪费燃料，效率低下。电磁弹射器工作前也需要对超级电容组进行充电，它的启动时间约为15分钟；至于助飞车的启动，就和启动一架固定翼飞机一样，可以和固定翼飞机同时启动，不需要额外增加时间；它只需要几秒钟就能完成启动，即使加上工作人员的准备时间也不会超过一分钟，这对于瞬息万变的战场形势来说，快速反应就意味着可以抢占先机，有可能就决定了一场战斗的胜负。
六是蒸汽弹射器依赖于航母上的大批辅助系统，不能独立工作；电磁弹射器也需要舰船提供的庞大电力，需要超长的直线电机系统、电力控制系统、超级电容组储电系统，依然是体积重量巨大，不能独立工作；而助飞车使用航空燃油作力能量来源，不需要航母提供蒸汽能或电能，体积小重量轻，能独立完成助飞工作，就算航母在战时动力不足或电力故障时也能照常工作，平时工作也不与其它舰载系统冲突。这对于舰载设备越来越多，耗电量耗能量越来越大，设计、制造、安装、维护越来越复杂的航母来说是巨大优势。
七是蒸汽弹射器的工作效率约为6％，电磁弹射器工作效率约为60％，而助飞车的工作效率约为80％以上，效率更高更节能。蒸汽弹射器和电磁弹射器需要额外的启动时间，为了提高战时反应速度它们必须时刻处于待机状态，而待机状态同样要消耗大量的燃料。
八是助飞车的核心系统是航空发动机，它体积小、重量轻、推力大、效率高、可靠性强、维护技术成熟；整个助飞车不用升空且每个架次工作时间很短，所以它的可靠性极高；再加上几套备用系统随时可以替换，工作维护两不误，特别适合战时复杂的工作情况。
九是助飞车通过对多台航空发动机的组合和调控，其助飞推力调节范围非常广泛，这使它可以助飞的飞机种类更多，它可以适应各种战斗机、反潜机、预警机、轰炸机、加油机、无人机等各种轻重机型的起飞助飞。
十是助飞车有舰上使用的有轨固定翼起飞助飞车，也有陆上使用的无轨固定翼起飞助飞车，可以在陆上使用的弹射器扩大了它的使用范围；相对于蒸汽 弹射器，它没有笨重的锅炉、复杂的管线和控制系统、预埋于甲板下百米长的精密铸造气缸和活塞，不需要大量淡水、蒸汽和燃料；相对于电磁弹射器，它不需要庞大的电力供应，不需要大型而又贵重的超级电容系统储存电能，不需要复杂的变电系统，不需要数量体积庞大的直线电机驱动系统；它体积小、重量轻、结构简单、独立运行而不依赖外部能源及辅助设备，所以它设计、制造、使用、维护都相当简便，所以它才能被广泛应用于多种条件下各种固定翼飞机的起飞助飞。
十一是助飞车的助飞推力不是集中在前起落架上，而是可以在各个起落架上按条件要求进行合理分配，它的助飞推力分散于各起落架及整个机身，所以前起落架和机身没有经过特别补强的非舰载机也可以使用助飞车起飞助飞。
十二是助飞车可以使用在高原机场、公路机场、海岛机场、战损机场和简易机场等短跑道机场，为多种固定翼飞机起飞助飞，甚至可以为预警机、加油机、运输机及民航飞机等起飞助飞。
具体实施方式一
歼15使用了FWS-10H涡扇发动机(WS-10D海军版)，最大军用推力12000Kg(117.6KN)，紧急推力12800Kg(125.44KN)
歼15在“辽宁号”航空母舰14度滑跃甲板的起飞性能实验数据：
1，2号甲板起飞阵位(105米)允许的起飞重量(忽略单发失效)：22700kg(无甲板风，紧急接战模式)，26500Kg(8节甲板风)，32000Kg(30节以上甲板风)；
单发失效允许的起飞重量：28000Kg(25节甲板风)，32000Kg(40节以上甲板风)，甲板零风速时不允许操作1，2号起飞阵位。
3号甲板起飞阵位(195米)允许的起飞重量(忽略单发失效)：27500Kg(无甲板风)，32500Kg(15节甲板风)
歼15空重17500Kg，标准内油5300Kg，最大内油9300Kg，最大起飞重量32500Kg；也就是说按乘员及个人装备100Kg算，在不带武器情况下，歼15标准内油时起飞重量22900Kg，满内油时起飞重量26900Kg，满油最大载弹量5600Kg；根据实验数据，在1、2号起飞阵位(跑道长105米，无甲板风，忽略单发失效)标准内油无武器都不能起飞，在3号起飞阵位(跑道长195米，无甲板风，忽略单发失效)满内油起飞，其最大武器载重量不超过800Kg，这就极大限制了歼15的航程和载弹量。
我们的“辽宁号”航母舰载机歼15，采用的是滑跃起飞方式。滑跃式起飞 相对来说比较简单，只要飞机的发动机的推力够大就可以了。
根据公开资料显示，歼15的全机空重17500Kg，标准内燃油5300Kg，最大内燃油9300Kg，最大起飞重量32500Kg。歼15用的发动机型号是涡扇10H，因为暂时没有涡扇10H的具体参数，所以就以涡扇10的公开数据代替(二者归属于同一系列，参数应该相差不大)。涡扇10发动机的开加力最大推力为13460Kg，或者132KN。歼15是双发，推力26920Kg。假设歼15在“辽宁号”上以满油满载的最大起飞重量起飞，它的双发动机加力全开，其推力与重力比为0.83。
本发明的固定翼飞机起飞助力车，其最重要组成部分的两台发动机自重约3400Kg，油量200Kg，助飞车其余部分总重不会超过1400Kg，则助飞车整体总重按5000Kg计算。
当助飞车工作时与飞机联结在一起，则它们的总推力是四台发动机推力为53840Kg，总重量是37500Kg，推重比为1.436，比起单靠自身发动机起飞，有助飞车后其推重比提高了173％。
歼15舰载机，其飞行员重量按100Kg计算，在满油最大起飞重量条件下起飞，理论可载弹32500-17500-9300-100＝5600(Kg)。
根据公开资料“新社辽宁舰9月17日电(马树彬胡锴冰)《中国首艘航母辽宁舰海上试验试飞扎实稳步推进》”中显示：歼-15首次实现最大重量、多武器构型舰上起降试验。再根据2013年9月20日《环球新军事》网站评论文章《歼15全负载试飞暴露重大弱点》分析结论，歼15在辽宁舰上满油状态下起飞，其挂弹量仅约为两吨。最大起飞重量根本不能保证舰载机配备合理需要的武器系统，我们的歼15还是避免不了苏33的最大不足——反舰对地作战能力极弱！
那么，根据公开数据计算出来的歼15满油最大载弹量，只能是陆上机场的实验数据，在辽宁号航空母舰上以滑跃式起飞根本做不到！
若“辽宁号”航空母舰上使用固定翼飞机起飞助飞车对歼15起飞助飞，以下是根据公开来源的数据进行的推理和计算：
先假定航母静止不动，甲板风速为零，歼15以32500Kg的最大起飞重量起飞，助飞车自重按5000Kg，则总加速重量37500Kg。
歼15自身双发再加上助飞车双发，则四台涡扇10发动机的开加力最大推力为13460*4＝53840(kg)，或者132KN*4＝528KN。
摩擦阻力当量，包括机轮磨擦阻力和助飞车车轮平均磨擦阻力约1000Kg(根据查阅相关资料得来的经验估计值)。
空气阻力当量，包括飞机和助飞车的平均总阻力约4000Kg。达到起飞速度时，在飞机和助飞车前截面上产生很大的空气阻力，需要消耗部分航发推力。空阻计算繁杂(根据查阅相关资料得来的经验估计值)。
飞机和助飞车净推力为53840-1000-4000＝48840(Kg)，换成标准单位是478632N；飞机和助飞车净质量为37500Kg，则其加速度约为12.76米/平方秒。
助飞车不能和飞机一起上天，那么助飞车应先是和飞机一起滑跑，在某个位置分离：从分离位置起，助飞车发动机熄火或怠机，利用自身车轮刹车或在外部强大阻力下，在极短时间和距离内速度减速为零，然后利用自身或者外部动力，回复到起飞助飞位置准备下一次工作；从分离位置起，飞机在自身双发动机推力下继续加速，行至甲板尽头起飞。
假设助飞车和飞机一起滑跑的路程为S1，分开后助飞车减速到零的距离为S2，分开后飞机再加速到起飞的距离为S3，，因为助飞车不能停到航母甲板尽头，设助飞车速度为零时距离甲板尽头为5米，那么S1+S3＝S＝190米(S为“辽宁号”长跑道195米减去5米机位量得出净值190米)，S2+5米＝S3。
飞机和助飞车初速度为零，为简化计算设它们做匀加速运动，加速度a1＝12.76米/平方秒，经过一段时间t1和路程S1后，飞机和助飞车分离，其末速度为v1，由公式可知：S1＝1/2*a1*t1*t1，v1＝a1*t1。
从舰载机降落的资料来看，舰载机降落时其发动机要加力全开，若不能钩住阻拦索就立刻加速复飞再重复降落过程。分析发动机降落时的受力可知，每台发动机与机身首先有发动机对机身的推力，这个推力为132KN，力是相互的，则机身对发动机也有反作用力132KN。另外在舰载机降落时若尾钩挂住阻拦索，虽然发动机加力全开但飞机在阻拦索强力作用下，其速度不升反降。根据资料显示，歼15舰载机在降落时其速度约为250公里/小时，即69.5米/秒。尾钩挂住阻拦索后，舰载机约在2秒时间50米距离内，速度由约69.5米/秒降到零。假设发动机没有开加力，自重约1700Kg的发动机要在2秒50米内速度由69.5米/秒降为零，设为匀减速，其加速度约为负35米/平方秒，则发动机应受阻力约为59.5KN。再加上发动机加力全开的推力，舰载机降落减速时，其每台发动机受到连接机身的阻力约为191.5KN，若换算之后，则它的加速度是负112.65米/平方秒，相当于它自身重力约11.5倍。
助飞车和飞机分离后，助飞车的发动机熄火失去动力，助飞车承受自身刹车阻力及外阻力合力，其速度急剧减到零。从上面的分析可知每台歼15发动机与机身的联接可长期反复承受自重力的11.5倍的冲击力，负加速度可以达到112.65。那么当助飞车上的发动机熄火后，它也可以承受至少10倍于自身重力 的阻力。再扩展一步，舰用助飞车必采用无人车，它的设计制造，至少也可以承受10倍于自身重力的阻力，也就是负加速度98米/平方秒。
为简化计算设助飞车做匀减速运动，设其加速度a2＝-98米/平方秒。它从最高速v2减速到零所需时间t2经过路程S2，则S2＝1/2*a2*t2*t2，v2＝a2*t2。
飞机和助飞车分离后，依靠自身双发动机推力继续加速，到起飞时刻其速度为v3；为简化计算设飞机这段时间为匀加速运动.已知飞机净重32500Kg，因为有14度的滑跃甲板倾角，所以仍设定飞机总阻力为5000Kg，双发加力推力13460*2＝26920(Kg)，则净推力为21920Kg，换算为214816N，则加速度a3＝6.61米/平方秒。设这段时间飞机经过的时间为t3路程为S3，则S3＝1/2*(v3+v2)*t3，v3＝v2+a3*t3。
综合以上分析，得联立方程组：
S1+S3＝S S2+5米＝S3
S1＝1/2*a1*t1*t1 v1＝a1*t1
S2＝1/2*a2*t2*t2 v2＝a2*t2
S3＝1/2*(v3+v2)*t3 v3＝v2+a3*t3
v2＝v1
已知S＝190米，a1＝12.76米/平方秒，a2＝-98米/平方秒，a3＝6.61米/平方秒，联立求解可知：S1＝164米，S2＝21米，S3＝26米，t1＝5.07秒，t2＝0.66秒，t3＝0.39秒，v1＝v2＝64.7米/秒，v3＝67.28米/秒。
舰载机起飞时的速度为67.28米/秒，相当于242公里的时速，按这个速度推算，即使满油满载的歼15也足以起飞。换言之，当“辽宁舰”停泊时，在甲板无风的情况下，单凭助飞车和飞机动力就足够使歼15起飞。根据公开资料，辽宁舰巡航速度18节，折合为33.336公里/小时，9.26米/秒；最高速度29节，折合为53.708公里/小时，14.92米/秒。所以若舰载机以航母18节巡航速度起飞，其离舰速可达76.54米/秒或者275公里/小时；舰载机以航母29节最高速度起飞，其离舰速可达82.2米/秒或者296公里/小时。
具体实施方式二
歼-15已经明确为制空为主的战斗机(官方资料)。如果歼-15执行最基本的空战任务，加载5000千克燃油、机炮加弹药(少算300千克)、4枚中程空-空弹(约850千克)、2枚短程空-空弹(约220千克)，全机空重17500千克，加上6070千克的任务荷载，共23870千克，以双发WS-10提供的26.92吨总推力，试问能否令执行最基本制空任务的歼-15在“辽宁舰”的195米长道上正常 滑跃起飞？
有关人士认真计算之后，发现双发WS-10提供的26.92吨总推力，只够上限总重为20.79吨的歼-15在195米的长道上正常滑跃起飞。
重要参数、计算和结果如下：
一、WS-10航发
太行系列航空发动机，公开信息指其单发最大推力为132kN，即13.46吨。
二、辽宁舰跑道
短道2条：105米适于轻载或空战任务情况下起飞。
长道1条：195米适于标载或者空战任务荷载情况下起飞。
三、计算用重要参数
1、最小起飞速度：232千米/小时，折算约为：64.5米/秒。此参数加大，对起飞推力要求更大。
2、起飞跑道：195米两短一长3条滑跃跑道中的长道起飞，滑行时间：6.2秒。从视频观察到的长道起飞滑行时间。
3、摩擦阻力当量：约800千克，经验值。
4、空气阻力当量：约3500千克。达到起飞速度64.5米/秒，在机弹截面上产生很大的空气阻力，需要消耗部分航发推力。空阻计算繁杂，取经验值。
四、最大滑跃起飞重量计算
1、WS-10单发最大推力：13.46吨(132kN)。
2、WS-10双发最大推力：26.92吨。
3、用于歼15起飞的剩余发动机推力：22.62吨(221826.4N)。双发，减去空气阻力、摩擦阻力等因素消耗的航发推力4300千克。
4、滑跃起飞加速度：a＝10.67(约1.089g)
Vt＝(2aS)0.5 Vt＝64.5 S＝195
Vt——末速度
V0——初速度(初速度为0时公式简化)
a——加速度
S——加速滑行距离
实际上，加速度计算远非这样简单。加速度随航母航速、风向、风速、风阻、摩擦阻力等因素的影响而变化。
5、滑跃起飞加速需时间：t-6.05
S＝0.5at2 S＝195 a＝10.67
S——滑行距离
a——加速度
t——加速滑行时间(与观测值很相近)
6、剩余总推力限制歼-15起飞总重：m＝20789.73千克(20.79吨)
m＝F/a F＝221826.4N a＝10.67
F——需要航发总推力(N)
m——飞机起飞质量
根据上面的资料可以看出，用歼15自身双发动机起飞，用195米跑道，只能起飞最大重量20.79吨的歼15舰载机。
以上为网上搜索获取的资料。但若使用助飞车后，结果就会大不相同——助飞车和歼15舰载机共四台发动机起飞，仅用105米跑道，就可实现以上所述的标准空战重量起飞，数据及计算方法如下：
如果歼-15执行最基本的空战任务，加载5000Kg燃油、机炮弹药(至少算300Kg)、4枚中程空-空弹(约850Kg)、2枚短程空-空弹(约220Kg)、飞行员约100Kg，全机空重17500Kg，加上6470Kg的任务荷载，共23970Kg，加上助飞车总重28970Kg；总推力四发涡扇10推力53840Kg，减去飞机和助飞车的磨擦阻力1000KG和空气阻力4000KG，飞机和助飞车净推力为53840-1000-4000＝48840(Kg)，换成标准单位是478632N，则其加速度约为16.52米/平方秒，约为1.686G。
经过计算，其离舰末速度约为55.55米/秒。若航母以18节的速度巡航，加上9.26米/秒，其离舰速度约为64.81米/秒，也就是约233千米/小时，可以从舰上起飞了；若是航母以29节的速度巡航，加上14.92米/秒，其离舰速度约为69.47米/秒，也就是约250千米/小时，起飞速度绰绰有余。需要特别注意的是，这里用的是105米的短跑道，就达到了没有助飞车时195米长跑道也达不到的末速度。
从公开资料中获悉，美国唯一型号的舰载固定翼预警机E-2C，空重17270Kg，最大燃油量5630Kg，其最大起飞重量才23560Kg，远低于歼15最大起飞重量的32500Kg，相当于歼15标准空战起飞重量23970Kg，意即只要中国自己生产的舰载固定翼预警机和加油机、反潜机、运输机、电子战机、无人机等机型，只要不超过这个范围，都可以顺利起降。因为航空发动机的推力可以调节且调控灵敏，所以可根据所助飞的固定翼飞机的参数调节助飞推力。
分析以上数据可知，发动机推力的增加最能影响助飞推力。随着航空技术的发展，单台发动机的推力越来越大，推重比越来越高，能助飞的飞机将会越来越重。当然，助飞车也可以采用三台、或更多台发动机作动力来推动超重型 舰载机起飞，但这样会使助飞车越来越复杂，可靠性降低。其次，我们可以设定飞机和助飞车的平均磨擦力为1000Kg，平均空气阻力为4000Kg，为了便于计算，假设二者始终保持不变(其实二者的数值会随速度的变化而变化)。当飞机和助飞车起步时空气阻力为零，而随着速度提高空气阻力越来越大可能超过4000Kg，另外空气阻力还与风向、风速、气压、气温、雨雪冰雹等天气情况有关，很难准确计算，最好是由专家计算与大量实测相结合才能得出相对合适的数据。磨擦阻力也在变化，水平舰上磨擦力较小，特别是当飞机行至舰艏14度倾角的甲板，其磨擦力必然增大。第三，助飞车质量我们是按5000Kg计算的，但若采用低密度超强合金材料，就可以减少它的质量。第四，由于计算初始数据的来源都是公开资料，与实际情况肯定不太一致，相信有关专家核算之后会有更加精确的数据。
具体实施方式三
在舰船上，寸土寸金，如何高效利用有限的甲板面积，一直是航母运用的重大技术问题，而减少固定翼飞机的起飞滑跑长度是其中最重要方法之一，减少舰载机起飞滑跑长度，就意味着要给飞机更大的起飞助力。战时情况复杂，助飞车必须有足够的余力才能保障满油重载的舰载机在极端恶劣的条件下顺利起飞，所以舰载机起飞助飞车，最好用四发助飞车。超强的助飞推力和留有足够的推力余量，这样以后上舰的其它各型舰载机，如预警机、加油机、运输机、反潜机等就有足够的选择和设计空间，而现有的歼15舰载机也可以升级为载油量和载弹量更多的机型，提升作战效能。
根据以上的计算方法，用四发助飞车为歼15起飞助飞(忽略发动机失效，甲板风为零，满油满载最大起飞重量32500Kg)，在3号起飞阵位，飞机离舰速度为77.3米/秒，也就是约278公里/小时；若航母以18节的速度巡航，加上9.26米/秒，其离舰速度约为86.56米/秒，也就是约312千米/小时，足可以从舰上起飞；若是航母以29节的速度巡航，加上14.92米/秒，其离舰速度约为92.22米/秒，也就是约332千米/小时，这时就可以减少发动机输出功率，可以留有余量。
具体实施方式四
根据公开资料显示，歼10战斗机空重8500Kg，正常起飞重量12400Kg，最大起飞重量19277Kg，发动机有三种，俄制AL-31FN、自制WS-10A/B，它们的推力分别为122.58KN、132KN、155KN，最大燃油量估计约3600Kg，推重比1.024， 最大过载+9/-3G，最小起飞滑跑距离350米，最小着陆滑跑距离400-650米。
歼10战斗机使用涡扇10A发动机，正常起飞重量12400Kg，使用助飞车助力起飞。助飞车使用一台同型号发动机，单发助飞车总重约3000Kg(发动机约1700Kg，其它部分约1300Kg)。则助飞车与战机加速成总重15400Kg，起飞总加力推力为264KN，推重此约为1.75。
为了简化计算，我们假设歼10没有助飞车和有助飞车时，起飞滑跑都为匀加速运动，起飞磨擦阻力和空气阻力相同，起飞速度也相同，没有助飞车时若滑跑距离为350米，那么根据计算有助飞车助力起飞，其滑跑距离约205米。
在其它条件不变的情况下，使用双发助飞车，则飞机和助飞车加速总重17400Kg，总推力396KN，推重比约2.322。根据计算若歼10正常起飞重量12400Kg时，使用双发助飞车助力起飞，其滑跑距离约为155米。
若是歼10以最大起飞重量19277Kg起飞，使用双发助飞车后，其起飞滑跑距离约为原来的45％。电视剧《鹰隼大队》中有过这样一个故事情节：飞机场跑道被炸，可用跑道大大缩短致使飞机不能正常滑跑起飞。这时短距快速起飞就成为生死存亡的关键技术，使用陆地版固定翼飞机起飞助飞车完全可以解决这个问题，它可以减少起飞距离和时间，提升应急反应水平。
从以上数据来看，若歼10正常起飞重量用双发助飞车助力起飞，其155米的滑跑起飞距离，足以在“辽宁舰”上无甲板风时起飞。当“辽宁舰”高速巡航时，其轻载可以在105米跑道起飞，重载可以在195米跑道起飞。歼10改型为单发的轻型舰载机完全可能。
具体实施方式五
从公开资料中得知，歼11战斗机空重16380Kg，正常起飞重量23926Kg，最大起飞重量33000Kg，用两台涡扇10发动机，发动机推力89.17KN，加力推力132KN，推重比1.07，最大载弹量8吨。
从歼11资料来看，它的空重、正常起飞重量、最大起飞重量等数据与歼15舰载机相近，它们都是从苏27发展而来，歼11用于陆上，歼15用于舰上。助飞车也对应发展为两种：陆上助飞型(胶轮型)和舰上助飞型(导轨型)。这里就不再重复计算。歼11若布署于海岛小机场和高原机场，陆地版助飞车大有用处。
具体实施方式六
中国民航总局对高原机场的定义是海拔高于1500米的机场。其中机场标高1500米(含)～2438米的机场为一般高原机场，2438米(含)以上的机场为高 高原机场。从相关资料得知中国有14个高高原机场，13个一般高原机场。
高原机场海拔高，空气密度和大气压力小，地形复杂，太阳辐射和向背阳地形受热不均匀，这些因素导致飞机在高原机场运行时，相同的起飞、着陆重量，飞机的起落速度要比平原大得多，在高原机场运行，发动机的推力明显减小，这两个不利因素叠加在一起，使飞机在高原机场起飞距离和着陆距离显著增加。
我国和印度仍有边界争议，而我方靠近边界机场主要都是高原机场或者高高原机场，飞机起降困难，特别是飞机战时起飞困难，容易受气候影响而贻误战机。开发陆用型甚至开发高原，高高原固定翼飞机起飞助力车，战略战术意义重大。有了助飞车，可以使原飞机拥有数倍的起飞助飞推力，起飞跑道缩短，起飞速度加快，适应气候能力增强，对战时提高反应速度有重要意义。
此外，开发出高原和高高原民用飞机助飞车，对于高原民航飞机的起飞也会大有助益。
具体实施方式七
我国在南海也有领土争议，这很大程度上也是因为这些领土距离我们大陆太远，舰船巡航困难大，战机航程达不到。有了航母，会有所好转，但本质改变不大：一是“辽宁舰”战斗力还有疑问；二其它的自有航母还在计划中；三是就算有了航母，但不沉的航母——岛屿机场的战略战术意义也相当重要。在三沙市合适的岛屿上建立军用机场，这是共识。但由于三沙市的绝大部分岛屿面积都非常小，而现代战机特别是重型战斗机对于起降跑道的长度和质量要求很高，这就决定了三沙市适合建设机场的岛屿极少。
有了固定翼飞机起飞助力车，各种战机甚至运输机，都可以在短程跑道上起飞。那么在三沙市，只要是能建成300米以上跑道的岛屿，就有了建小型飞机场的可能性。当然，解决了起飞，还要解决降落问题。既然我们能在航母上安装阻拦索，那么就一定能在地面上安装其改进型号，解决陆地短距离降落问题。那么我们的舰载机既可上舰又能上岛，组合起来更为灵活，战术选择更多。
还可以在附近的岛屿上安装反空反导反舰装置来保护机场，还可以有补给岛屿等，这样一个小型军事基地就成型了，它可以为我们平时的巡逻机乃至战机提供补给和转场跳板。若是在南海有计划的布下几个这样的小机场，一旦联结成网后，整个南海所有海域和航道，甚至沿海国家大部分地区，都将置于我们的战机作战半径之内。再有未来的航母编队作为移动攻击力量，则南海进可攻，退可守，合起来才能保障南海安全。
具体实施方式八
和平时期的机场都是既平又直且长宽足够起降，战时越是靠近战场的机场，其战略战术意义越是重要，同时其受到攻击的可能性就越大。凡是军机和军用机场，都必须考虑战时飞机如何起降，特别是如何起飞的问题。
战时在地面的飞机只是靶子，只有飞起来才有战斗力。战时战机飞不起来才是最致命的问题，只能挨打不能反击死路一条。只有飞起来，战机才能安全些，才可以保护机场，保护战机，保护战友。一个机场有损不要紧，还有备用机场可以降落，甚至公路水面等都可以迫降，那也是战斗之后的事。
战时机场如若有了助飞车，首先是它的起飞跑道大大缩短，就算是跑道有弹坑损毁，只要有很短的跑道，战机就可以起飞；其次，由于起飞时间短，大大降低了在地面滑跑的时间，提高了战时反应速度，从而可以快速出击；第三，由于起飞距离短、起飞时间短，起飞速度快，战机在战火中起飞的成功率提高，也就是生存率和战斗力得到相应提高。
具体实施方式九
适合建成大型军用机场的土地并不多，就算有，从经济方面考虑，也不适合建设大量的大型机场。实际上，总是在相对安全的地区，也就是离战场比较远的位置才会建大型军用机场，然后在大型机场附近建设简易机场作为备份和补充，甚至是建设战备公路机场。实战中，靠近战区的简易机场，因其地理位置险要，其重要性往往比大型机场更甚。
战机如何在简易机场、小型机场或公路机场等地起降，特别是如何起飞的问题往往关系到一场战役的胜负。而战机在这些机场的起飞，最为关键的就是如何短距快速起飞，其本质就是如何在起飞时得到超额推力。助飞车就可以圆满解决这些问题。
同时，因为有了助飞车，再配合地面阻拦索装置，就可以不用再建更多的大型机场，就可以让众多的小型简易机场，发挥出大型机场才有的重型战机起降能力，从而使空军的战斗力得到极大提升。
具体实施方式十
助飞车的航空发动机，可以是一台，也可以是多台。设助飞车与飞机发动机型号相同都是WS-10，助飞车自身重量随发动机台数增加而增重，根据估算单发动机助飞车的重量约为3吨，以后每加一台发动机其重量增加约2吨。
下表列出了装有1至10台WS-10发动机的助飞车，算出当它为33吨飞机助飞时的数据：
从表中可以看出随着助飞车发动机台数的增加，舰载机和助飞车的静态总推重比在增加，但也由于助飞车的重量越来越大，占总重比例也越来越高，所以效率越来越低。再因为发动机台数越多，其可靠性越低，控制系统也越来越复杂，所以助飞车的发动机台数不能过多。
若是舰载机机腹中轴线下可以装一台，其它多台以中轴线为对称轴，在机翼下方后起落架两侧对称排布，则助飞车可以装奇数台发动机。可以装多达7台，推重比2.526，效率68.8％。若机腹下不能装，那么助飞车可以装多达6台发动机，其推重比2.343，效率71.7％。从现有固定翼飞机来看，双发四发常见，六发的也有，更有美国B52战略轰炸机采用两两并联的八发动机推动，所以六发动机固定翼飞机的两侧推力平衡完全可以实现；且总推力效率仍在70％以上，这个效率不算低了。
对于“辽宁舰”上歼15舰载机的起飞助飞，上面只算了双发四发助飞车助飞，若是助飞车发动机更多则助飞推力更大，重量不变的飞机需要的跑道长度越短，或更重的飞机也能用助飞车起飞，其具体数据这里就不再计算列出。
当然，还有多发型陆用助飞车对其它型号飞机的起飞助飞，由于助飞车和飞机型号众多，其组合起飞助飞方式更多，这里就不再一一计算。