Первой попыткой заменить военно-транспортный "Геркулес", широко используемый не только в США, но и во многих странах, стало создание самолетов укороченного взлета и посадки YC-14 и YC-15 по программе AMST.

Один из них, выбранный по итогам конкурса, должен был обеспечить тактическим вооруженным силам США эффективность, характерную для гражданской транспортной авиации и обусловленную переходом от ТВД к ТРДД. Хотя обе машины остались в разряде опытных, но YC-14 представляет для нас определенный интерес, поскольку концепция самолета короткого взлета и посадки (КВП), заложенная в нем, полностью заимствована украинскими самолетостроителями в Ан-72/74. YC-14 предназначался для эксплуатации с элементарно подготовленных коротких ВПП и должен был выполнять задачи, непосильные устаревавшему С-130.

В январе 1972-го девяти американским фирмам разослали запросы на предложения по новому самолету. Общие требования к машине по программе AMST заключали в себе, в частности, необходимость использования ее в зоне боевых действий. Для этого, в свою очередь, требовались хорошие характеристики управляемости на малых скоростях полета, высокая производительность и относительно малая стоимость самолета, что связывалось с простотой конструкции.

По соображениям стоимости для YC-14 выбрали прямое крыло без разъемов. Отказавшись от применения стреловидности - этого традиционного метода обеспечения больших крейсерских скоростей, проектировщики были вынуждены тщательно исследовать возможность использования усовершенствованных суперкритических профилей, чтобы получить приемлемое лобовое сопротивление толстого и, следовательно, легкого крыла.

На пассажирских самолетах А-З00В, "Боинг-747", DC-10 и L-1011 уже применялись усовершенствованные профили, на которых давление более равномерно распределяется по хорде, без пика у носка. Такое распределение давления позволяет приблизительно на 110 км/ч увеличить скорость, при которой наступает резкое увеличение лобового сопротивления в результате образования скачков уплотнения. Подобные профили выбрали и для YC-14. При этом крейсерская скорость, соответствующая числу М=0,7, оказалась меньше, чем у транспортных самолетов с ТРД, но больше, чем у "Геркулеса".

При эксплуатации самолета на режимах укороченного взлета и посадки коэффициент подъемной силы крыла доходит до 4,5 и любое отклонение от соответствующего угла атаки сопровождается значительным уменьшением или увеличением индуктивного сопротивления. Поэтому при заходе на посадку самолет должен управляться автопилотом при непрерывном контроле летчика.

Горизонтальное оперение имело большую площадь для создания необходимых управляющих моментов на очень малых скоростях, обеспечивая быструю реакцию самолета по тангажу и отрыву носового колеса при взлете.

На YC-14 применили двухсекционный руль высоты для парирования пикирующего момента, создаваемого высокорасположенными двигателями на разбеге.

Взлет самолета КВП при одном отказавшем двигателе усложняется в случае применения системы увеличения подъемной силы из-за трудностей с путевым управлением на малых скоростях. Поэтому на YC-14 установили киль и руль направления очень большой площади.

Использование прямого крыла с панелями длиной до 30 м уменьшило стоимость и вес машины. Этому способствовал отказ от тяжелых и дорогих узлов в местах сочленения крыла с фюзеляжем и сокращение количества деталей в этих местах почти вдвое, а также применение киля и руля направления с постоянными хордами и фюзеляжа упрощенной конструкции.

Отличительной особенностью YC-14 стала активная система увеличения подъемной силы. Тенденция струи "прилипать" к поверхности, которую она обтекает, и отклоняться вслед за ней от первоначального направления была известна давно. Это явление впервые исследовал Г.Коанда во Франции перед Второй мировой войной, хотя столкнулся с ней в 1910-х. С тех пор данный эффект называют его именем. Хотя усилия Коанда были направлены, главным образом, на улучшение эжекторов, этот эффект используется во всех системах управления пограничным слоем посредством его сдува.

Первые натурные эксперименты по суперциркуляции провели в 1954-м. В них струя газа, обладающая достаточно большой энергией, выдувалась из задней кромки крыла, образуя струйный закрылок. Интерес NASA к струйным закрылкам в конце 1950-х годов привел к разработке силовой установки, в которой вся реактивная струя выпускалась через относительно тонкую щель над верхней поверхностью крыла, создавая дополнительную подъемную силу. Однако двигатели транспортных самолетов того периода не имели достаточной тяги и не обеспечивали необходимого увеличения подъемной силы.

Идея оставалась без практического применения до тех пор, пока исследования, проведенные в NASA, не показали, что этим способом можно отклонять мощные выхлопные струи ТРДД с большой двухконтурностью, причем на большие углы и без чрезмерных потерь. Эти и другие эксперименты вызвали интерес фирмы "Боинг" к указанному методу увеличения подъемной силы.

Двухдвигательная схема самолета наиболее полно соответствовала назначению будущего YC-14. Очень большая тяговооруженность, необходимая для взлета с одним двигателем, и обеспечение приемлемой скороподъемности, хорошо сочетались с остаточной тягой, необходимой для крейсерского полета со скоростями, соответствующими числам М = 0.7-0.74.

Два мощных ТРДД CF6-50D тягой по 23140 кгс фирмы "Дженерал Электрик" установили над крылом, что уменьшило вероятность всасывания посторонних предметов с земли. Высокое расположение двигателей и экранирующий эффект крыла позволили применить реверс тяги без образования пылегрязевых облаков при посадке на неподготовленные площадки. Кроме того, крыло, экранируя выхлопные струи ТРДД, снижает уровень шума от самолета и затрудняет наведение управляемых снарядов с инфракрасными головками.

Двигатели расположены на небольшом расстоянии друг от друга, чтобы максимально уменьшить моменты рыскания и крена в случае отказа одного из них.

Выхлопная струя ТРДД проходит по верхней поверхности крыла, обдувая закрылок, отклонение которого. Меняет вектор тяги двигателя. Закрылки с максимальным углом отклонения 70° состояли из двух секций - передней и задней, которые, отклонясь, образовывали непрерывную криволинейную поверхность. Если один из двигателей не работал, то передняя часть соответствующего закрылка автоматически отделялась, образуя щели между секциями и увеличивая подъемную силу, значительно уменьшая момент крена.

На участке крыла, свободном от обдува потоком от ТРДД, имеются обычные двухщелевые закрылки. Расположенные перед ними интерцепторы служат для непосредственного управления подъемной силой (УПС), создают почти мгновенные изменения угла траектории захода на посадку. Щиток Крюгера занимает всю переднюю кромку крыла, а его эффективность повышается, благодаря сдуву пограничного слоя на носке крыла с помощью УПС.

Система УПС питается отбираемым от ТРДД воздухом, который поступает по общей магистрали между двумя двигателями, чтобы предотвратить боковую асимметрию в случае отказа одного из них. На взлете система УПС отбирает воздух только от 8-й ступени компрессора, сохраняя необходимый запас тяги для разгона самолета и крутого набора высоты. На посадке система работает от 8-й и 14-й ступеней, воздух от которых смешивается в эжекторе.

Управление реверсом тяги объединено с системой УПС, поэтому включение этого устройства отсекает клапаны отбора воздуха от 14-й ступени компрессора для увеличения тяги двигателей, необходимой для торможения самолета. Отбираемый от двигателей воздух используется также для противообледенительной системы, обеспечивающей работу системы УПС в любых метеорологических условиях. В итоге YC-14 мог взлетать при скорости 180 км/ч и садиться со скоростью 157 км/ч.

Самым критическим случаем, безусловно, является уход самолета на второй круг с одним отказавшим двигателем. При взлете с коротким разбегом самолет рассчитан на заход на посадку под углом 6-7° против традиционного 3° 40 мин. Для этого необходим значительный запас подъемной силы, позволяющей преодолевать инерцию и торможение при снижении самолета. В результате заметной асимметрии подъемной силы создается большой момент крена, который парируется образованием щелей на закрылке за отказавшим двигателем несущей консоли крыла, частичным убиранием внешнего флаперона на противоположной консоли (для этой цели двухщелевые закрылки могут отклоняться дифференциально) и незначительным отклонением элерона.

При нормальном заходе на посадку необходима тяга, около 30% от максимальной, развиваемой двигателями и если один из них выключен, то второй переводится на режим максимальной тяги. Поскольку двигатели расположены довольно близко к оси самолета, то работающий ТРДД может индуцировать значительную подъемную силу на обоих консолях крыла.

В случае отказа одного двигателя при взлете с коротким разбегом автопилот, регистрируя потерю тяги, изменяет балансировку самолета до тех пор, пока работающий двигатель не выйдет на максимал.

Гондола двигателя выступает перед крылом. Потоки от газогенераторного и вентиляторного контуров объединяются и выбрасываются из общего сопла.

Для посадки на короткие ВПП самолет должен быстро изменять угол глиссады при неизменной скорости захода. Использование для этой цели тяги двигателя, как это делается на обычных самолетах, на YC-14 невозможно, из-за малого времени маневрирования на конечной фазе полета. Кроме того, изменение тяги двигателя сопровождается нежелательным изменением подъемной силы крыла и сопротивлением, что может компенсироваться летчиком или системой автоматического управления.

Привод закрылков со сравнительно высокой скоростью отклонения обеспечивает точное управление траекторией полета. Система управления YC-14 имеет режим, при котором любое изменение тяги двигателя сопровождается отклонением закрылков. Эти вариации служат для балансировки, согласуя потребную тягу с траекторией снижения. Когда тяга достигает требуемого значения, закрылок автоматически возвращается в штатное положение и готов к действию при следующем изменении угла глиссады.

Воздухозаборник двигателя нерегулируемый. Он обеспечивает высокую степень восстановления полного давления и равномерность поля давления на входе в двигатель на всех режимах полета и углах атаки. Мотогондола имеет малое аэродинамическое сопротивление на крейсерском режиме полета. Сопло ТРДД отклонено вверх, для отвода от верхней поверхности крыла горячих выхлопных газов.

Реверс тяги создается путем поворота отражательной створки, образующей верхнюю часть конструкции сопла. Створка перекрывает сопло, в результате чего струя отклоняется вверх и вперед. Вблизи передней кромки створки имеется козырек, регулирующий направление и форму реверсируемого потока. Отклонение створки и козырька осуществляется одним гидроприводом.

Выходное сопло полуэллиптической формы также нерегулируемое, если не считать небольшой треугольной створки, расположенной с внешней стороны сопла, которая может устанавливаться в двух фиксированных положениях. При малых скоростях эта створка открывается , способствуя более широкому растеканию потока выхлопных газов в тонком слое по поверхности крыла и выпущенного закрылка, чем достигается лучшее отклонение потока вниз.

На верхней поверхности крыла имеются генераторы вихрей для увеличения энергии пограничного слоя, затягивающего отрыв потока на отклоненных обдуваемых закрылках. Генераторы вихрей в крейсерском режиме прижаты к внешней поверхности крыла, а при малых скоростях выдвигаются в поток.

Привод треугольной створки сопла и генераторов вихрей производится гидроцилиндрами в зависимости от положения закрылка. Створка сопла открывается при выпуске закрылка, а генераторы вихрей остаются в поднятом положении при углах отклонения закрылков, превышающих 25°.

С начала реализации программы самолета YC-14 вопросам будущего технического обслуживания уделялось большое внимание. В итоге самолет отличался хорошим доступом к двигателю. Например, осмотр устройства реверса тяги проводился с верхней поверхности крыла, на которую можно попасть через люк в потолке фюзеляжа.

Первый полет YC-14 состоялся в октябре 1976-го. В следующем году к испытаниям подключилась вторая машина. На обоих опытных самолетах были определены высотно-скоростные характеристики, исследованы возможность повторного запуска двигателей в полете и параметры флаттера. Во время одной из посадок на втором самолете удалось сократить пробег до 150 м при скорости встречного ветра 7,7 м/с, а минимальную скорость захода на посадку -до 126 км/ч.

Во время полетов, при маневрировании с перегрузкой меньше единицы обнаружилось, что щитки Крюгера на больших скоростях самопроизвольно выдвигались в поток. А появлявшаяся между крылом и щитком щель ухудшала аэродинамику машины. В связи с этим пришлось ограничить скорость до 500 км/ч, а на серийных машинах предполагалось заменить щитки предкрылками.

В испытательных полетах доводилось сбрасывать моногрузы весом до 9 т. При сбросе манекенов выяснилось, что десантировать людей можно лишь через боковые двери, поскольку за самолетом при открытом грузовом люке образовывалась слишком высокая зона турбулентности воздуха.

В мае 1977-го YC-14 демонстрировался на очередном авиасалоне в Ле Бурже, выполнив при этом перелет по маршруту база ВВС Эдварде (шт. Калифорния) - база ВВС Райт-Паттерсон (шт. Огайо) - Гуз-Бей - Милденхолл (база ВВС Англии) - Париж.

К этому времени изменились требования военных к самолету. Если раньше дальность 4800 км считалась перегоночной, то теперь на это расстояние требовалось перевозить 17,2 т груза. Новые требования потянули за собой необходимость увеличить площадь крыла на 20%. Расчеты показали, что увеличение взлетного веса компенсировалось повышенной эффективностью машины. Однако по ряду причин, в том числе и ограничений по финансированию проекта, до серийного производства, как военного транспортного самолета, так и его гражданского варианта с увеличенной длиной фюзеляжа дело не дошло.

Модификация	YC-14
Размах крыла, м	39.32
Длина самолета,м	40.13
Высота самолета,м	14.73
Площадь крыла,м2	163.69
Масса, кг
пустого самолета	53297
максимальная взлетная с КВП	77111
максимальная взлетная	107501
Тип двигателя	2 ТРДД General Electric CF6-50D
Тяга, кгс	2 х 23133
Максимальная скорость, км/ч
на высоте	811
у земли	649
Крейсерская скорость, км/ч	723
Перегоночная дальность, км	4815
Радиус действия, км	740
Максимальная скороподъемность, м/мин	1935
Практический потолок, м	13716
Экипаж, чел	3
Полезная нагрузка:	150 десантников или 36742 кг груза