C-17A «Globemaster III»
военно-транспортный самолет

история создания

ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ. Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с фюзеляжем большого диаметра, высокорасположенным крылом и Т-образным оперением. Планер изготовлен в основном из алюминиевых сплавов, доля КМ составляет 10-15% (поверхности управления, концевые поверхности крыла створки шасси, зализы и обтекатели). Гарантируемый ресурс планера 30000 летных часов, из которых 10% должно приходиться на полеты на высоте 90 м. Крыло с углом стреловидности 25 град и сверхкритическим профилем, удлинение 7,2. Концевые аэродинамические поверхности (КАП), также со сверхкритическим профилем, имеют высоту 2,9 м, площадь 3,33 м², угол стреловидности 30 град, угол наклона вбок от вертикали 15 град. Обшивка крыла выполнена с использованием панелей длиной 26,82 м - самых больших за рубежом самолетных компонентов из алюминиевого сплава на конец 1980-х годов. Элероны - одни из самых больших компонентов конструкции из КМ: площадь одного элерона 5,9 м², длина 6,4 м, концевая хорда 0,76 м, корневая 1,32 м.
    Механизация крыла включает предкрылки по всему размаху и двухщелевые закрылки с обдувом потоком газов от двигателей, разработанные на основе энергетической механизации экспериментального самолета YC-15 и занимающие около 2/3 размаха крыла. Закрылки могут устанавливаться в любом промежуточном положении для оптимизации режима полета. Отклонение закрылков снижает скорость сваливания в посадочной конфигурации на 46 км/ч. Перед закрылками на каждой консоли крыла расположены по четыре секции интерцепторов.
    Фюзеляж типа полумонокок со скошенной вверх хвостовой частью снизу которой расположены два аэродинамических гребня. Грузовая кабина с задней грузовой рампой, на которой в полете может размещаться груз массой до 18,1 т. Рампа четырехсекционная с гидравлическим приводом устанавливается под различными углами наклона в зависимости от типа загружаемой в самолет техники. Швартовочные узлы рассчитанные на нагрузку 11,3 тс, расположены в кабине с шагом 0,61 м. Погрузочно-разгрузочное оборудование включает рельсовые направляющие и роликовый конвейер. Грузовая кабина герметизирована, в ней могут перевозиться до 144 солдат с вооружением или 48 носилочных и 54 сидячих раненых. В грузовой кабине можно разместить танк М1А1, боевые машины пехоты М2/3, грузовики массой по 45 т (по два в ряд), джипы (по три в ряд), самоходную артиллерийскую установку калибра 155 мм, до трех боевых вертолетов АН-64 «Апач», до 18 контейнеров 463L с грузом. Установлены 54 несъемных откидных сиденья для перевозки личного состава, дополнительные 48 сидений (для размещения по шесть в ряд) планируется хранить на борту фюзеляжа, по бортам установлены стойки для крепления 12 носилок. Нижняя часть фюзеляжа бронирована для защиты от стрелкового оружия. Возможно беспосадочное десантирование грузов на платформах с предельно малых высот с помощью вытяжных парашютов (система LAPES) или выброска до 102 парашютистов.
    Типовая численность экипажа три человека: командир и второй летчик, кресла которых расположены рядом, и оператор погрузочно-разгрузочного оборудования, рабочее место которого находится по правому борту под приподнятым полом кабины экипажа. Кроме того, имеются места для двух наблюдателей. Вход в кабину экипажа осуществляется с помощью двери со встроенной лестницей, расположенной с левого борта. Остекление кабины с повышенной птицестойкостью. Отсек для отдыха членов экипажа, представляющий собой полностью автономный модуль и аналогичный используемому на пассажирских самолетах, расположен по левому борту непосредственно за кабиной экипажа.
    Хвостовое оперение Т-образное со стреловидными килем и стабилизатором. Размах стабилизатора 19,81 м, площадь 79,2 м². Рули высоты двухсекционные, длина внутренней секции 4,45 м. Руль направления двухсекционный двухсегментный, высота руля направления 3,4 м.
    Шасси трехопорное убирающееся с гидравлическим приводом и возможностью аварийного выпуска под действием силы тяжести. Рассчитано на посадку при скорости снижения 4,57 м/с и эксплуатацию с бетонированных и небетонированных ВПП. Передняя стойка двухколесная, убирается вперед. Основные стойки шестиколесные с двумя последовательно расположенными одноосными трехколесными тележками, убираются в обтекатели по бокам фюзеляжа. Система торможения позволяет остановить самолет, движущийся со скоростью 240 км/ч, при массе 228 т на дистанции 490 м за 14 с. Колея шасси 10,27 м, база 20,05 м.
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. Четыре двигателя располагаются в подкрыльных гондолах на пилонах. ТРДД Р117-PW-100 модульной конструкции является вариантом гражданского двигателя PW2040 (установлен на самолете Боинг 757) и имеет одноступенчатый вентилятор, четырехступенчатый компрессор НД, 12-ступенчатый компрессор ВД, двухступенчатую турбину ВД и пятиступенчатую турбину НД. Установлены устройства реверсирования тяги на земле и в полёте, газы при реверсировании вытекают вверх для предотвращения засасывании пыли двигателями или повреждения конструкции и двигателей посторонними предметами. Установлена электронная система управления двигателями, активная система управления радиальными зазорами. Длина двигателя 3,729 м, диаметр корпуса вентилятора 2,154 мм, сухая масса двигателя 3220 кг, степень двухконтурности 6,0, степень повышения давления 31,8, расход воздуха 608 кг/с, удельный расход топлива на крейсерском режиме при М=0,8 на высоте 10670 м - 0,563 кг/кгс-ч. ВСУ Гаррет GTCP331 установлена в отсеке правой основной стойки шасси.
    Топливо размещается в баках общей емкостью 102614 л. Имеется система дозаправки топливом в полете.
ОБЩЕСАМОЛЕТНЫЕ СИСТЕМЫ. Система управления полетом электродистанционная (ЭДСУ) цифровая с четырехканальной схемой резервирования и приводом органов управления (элеронов рулей высоты и руля направления) от двух гидравлических систем. В каждом канале используется ЭВМ фирмы Дженерал Электрик. Имеется резервная система управления с механической проводкой к гидроприводам. (Во время испытательного полета 17 октября 1991 г. на опытном самолете Т-1 произошло автоматическое отключение всех четырех каналов ЭДСУ и переход на механическую систему, с использованием которой и была совершена посадка. Это было вызвано чрезмерным разбегом данных от четырех приемников воздушного давления, расположенных на фюзеляже вследствие искажения воздушного потока под воздействием установленной в носовой части данного экземпляра самолета штанги с датчиками. После этого случая к концу 1992 г. в программное обеспечение были внесены изменения, обеспечивающие не отключение, а переход ЭДСУ на режим с фиксированными коэффициентами усиления даже при полной потере сигнала воздушной скорости).
    Ручка управления нового типа: вся ручка отклоняется для управления тангажом и только верхняя четвертая часть - для управления креном. Имеется система улучшения устойчивости и управляемости. Испытания самолета на больших углах атаки показали необходимость установки ограничителя угла атаки и выявили недостаточный уровень естественных признаков предупреждения о приближении к сваливанию при выпущенных закрылках, что требует применения автомата тряски ручки управления.
ЦЕЛЕВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. Приборное оборудование включает два ИЛС, четыре многофункциональных индикатора на цветных ЭЛТ, в качестве резервных используются обычные приборы, возможно применение очков ночного видения. Используются две независимые ИНС с кольцевыми лазерными гироскопами, впервые на ВТС скомплексированные с цифровой СУП, бортовая автономная система генерирования нейтрального газа OB1GGS, метеорологическая РЛС Бендикс AN/ APS-133(V), приемник навигационной спутниковой системы.
    Электронное оборудование имеет соединительные устройства, выполненные с применением поверхностного монтажа и гибких схем.

Источники информации:

1. C-17 Globemaster III / Boeing /
2. C-17 GLOBEMASTER III / Уголок неба /
3. «Лидер в своем классе». В.Ильин / Авиация и космонавтика 7' 2000 /
4. «Самолеты спецназначения» / В.Н.Шунков, 1998 /