В 1980-х годах основной задачей военно-транспортной авиации США в случае возникновения военного конфликта между НАТО и странами Варшавского договора считалась перевозка войск через Атлантический океан, из США в Западную Европу. В 1981 году в результате проведенных ВВС США исследований был определен минимально необходимый объем стратегических воздушных трансатлантических перевозок - примерно 96 млн. т-км в сутки. Однако имевшийся в 1980-х годах в распоряжении военно-транспортного командования парк самолетов (главным образом, Локхид С-5 и С-141, а также машин гражданского резерва военно-транспортной авиации CRAF) обеспечивал стратегические перевозки лишь в объеме 66,3 млн. т-км в сутки. Чтобы закрыть эту брешь ВВС США приступили к реализации программы создания "грузовика" нового поколения, С-Х, способного участвовать в наведении трансатлантического "воздушного моста", а также применяться для высадки десантов в условиях полномасштабной войны в Западной Европе, когда основные аэродромы НАТО могут быть уничтожены или выведены из строя.

ВВС США требовался тяжелый самолет с большой дальностью полета, способный дозаправляться топливом в воздухе и оптимизированный, прежде всего, для перевозок крупногабаритных грузов между театрами военных действий, с доставкой их непосредственно в районы боев. Это предъявляло повышенные требования к взлетно-посадочным характеристикам и боевой живучести новой машины.

Запрос предложений по программе С-Х был выдан промышленности в октябре 1980 года. В конкурсе проектов участвовали ведущие самолетостроительные фирмы США - Боинг, Локхид и Макдоннелл-Дуглас. 28 августа 1981 года было объявлено о выборе в качестве головного разработчика фирмы Макдоннелл-Дуглас. О заинтересованности участников конкурса в победе говорит тот факт, что Макдоннелл-Дуглас на подготовку предложения по программе С-Х и предварительное проектирование самолета израсходовала из собственных средств 40 млн. долл.

Эскизное проектирование самолета С-Х началась в январе 1982 года, а 31 декабря того же года был подписан контракт стоимостью 3,4 млрд.долл. на полномасштабную разработку самолета (получившего военное обозначение С-17А) и постройку трех опытных машин (одна - летная и две - для статиспытаний).

Постройка первого самолета началась 2 ноября 1987 года. Согласно первоначальным планам его первый полет намечался на август 1990 года, однако в результате ряда задержек, вызванных как техническими, так и финансовыми причинами, он состоялся лишь 15 сентября 1991 года.

Не дожидаясь начала летных испытаний, еще 20 января 1988 года был подписан контракт стоимостью 604 млн. долл. на подготовку к серийному производству и постройку двух серийных самолетов. Сборка первого из них завершилась на авиационном заводе в г. Лонг Бич 21 декабря 1990 года, а первый полет состоялся 18 мая 1992 года. В феврале 1993 года С-17А было присвоено название "Глоубмастер" Ш.

Тем временем ВВС США вели интенсивные испытания прототипа: 11 апреля 1992 года была проведена первая дозаправка в воздухе, в мае была зафиксирована максимальная скорость - 944 км/ч (М=0,875), 17 июня в полете был впервые открыт грузовой люк, а 9 июля 1993 года было выполнено первое парашютное десантирование. Максимальный груз, сброшенный с борта С-17А, составил 18160 кг. 25 мая 1994 года опытный самолет С-17А совершил первый трансатлантический перелет, приземлившись в Великобритании.

В ходе летных испытаний возник ряд проблем, связанных, прежде всего, с отработкой программного обеспечения бортового оборудования и интеграцией двигателей и планера самолета. В частности, в начале 1992 года выяснилось, что удельный расход топлива двигателями на 28% превышает оговоренный контрактом. Были предложены доработки, которые должны были снизить перерасход топлива до 16% к августу 1993 года и полностью "закрыть" проблему к маю 1995 года.

Программа летных испытаний завершилась 15 декабря 1994 года, к тому времени заказчику - ВВС США - было поставлено уже 16 серийных машин.

В 1991 и 1992 годах начались статиспытания специально построенных для этого самолетов. С осени 1992 года, после того, как во время статических прочностных испытаний крыла самолета произошло его преждевременное повреждение при нагрузке 128% от максимальной эксплуатационной (тогда как требованиями предусматривается сохранение прочности при нагрузке 150% от максимальной эксплуатационной) , ВВС США и фирма Макдоннелл-Дуглас приступили к работам по модернизации конструкции и систем самолета, необходимым для повышения его прочности. Первоочередным решением было упрочнение крыла за счет использования стальных накладок на алюминиевых стрингерах и усиление самих стрингеров. В дальнейшем предполагается установить на самолете и активную систему уменьшения нагрузок на конструкцию в полете ACLS (Active Load-Control System), которая, задействуя элероны и интерцепторы, будет ослаблять воздействие порывов ветра на конструкцию планера (аналогичные системы уже применяются на магистральном лайнере Эрбас Индастри А340, военно-транспортном самолете Локхид С-5 и бомбардировщике Нортроп В-2).

В ходе реализации программа С-17А не раз подвергалась резкой критике со стороны конгресса и военных - сыграли свою роль : конструктивные недостатки и плохое руководство программой. Указывалось, что С-17А перетяжелен на несколько тысяч килограмм, сроки его создания отстают от графика на много месяцев, а двигатели самолета не могут работать на режиме полной тяги вследствие того, что от выхлопных газов перегреваются алюминиевые закрылки. В свое оправдание разработчики утверждали, что ВВС уже после выдачи в 1981 году контракта изменили требования к самолету в сторону их повышения, что усложнило выдерживание графика и увеличило технический риск. Кроме того, программу замедлило и излишнее государственное вмешательство.

В мае 1993 года министр обороны Лес Эспин уволил генерал-майора ВВС М.Бучко, директора программы самолета С-17, за неправильное руководство ее реализацией. Понесли наказание и три других высокопоставленных офицера ВВС.

Однако работы над новым самолетом продолжались: ни одна из возможных альтернатив не могла служить полноценной заменой С-17А. Самолеты С-5 и С-141 обладали способностью эксплуатироваться только с 850 из 10000 ВПП, имеющихся в мире (без учета стран СНГ и Китая). Только С-130 мог эксплуатироваться с коротких неподготовленных ВПП. С-17А рассчитан на перевозку почти вдвое большего груза по сравнению с С-141 и С-130 и его доставку непосредственно на театр военных действий без перегрузки на другие самолеты. Кроме того, погрузка и разгрузка С-17А происходят значительно быстрее.

В соответствии с первоначальными планами ВВС США до 2000 года должны были получить 210 самолетов С-17А, при этом полная стоимость программы оценивалась в 37,1 млрд.долл. при цене одного полностью оснащенного самолета в 125 млн.долл. (без учета НИОКР и других накладных расходов). В 1991 году объем заказа был сокращен до 120 самолетов, закупки которых должны завершиться в 2003 финансовом году, а поставки - в 2004 году.

По оценкам, сделанным в 1992 году, общая стоимость программы составит 35,802 млрд. долл. Расходы фирмы Макдоннелл-Дуглас на разработку и начальное производство самолета С-17А оцениваются в 7,45 млрд.долл. Для постройки "Глоубмастера"Ш требуется более 15400 рабочих чертежей, а максимальное число специалистов фирмы Макдоннелл-Дуглас, занятых в программе, составляет 10000 человек. Кроме того, в программе занято около 200 субподрядчиков, основными из которых являются фирмы Пратт-Уитни (двигатели) , LTV (хвостовое оперение и гондолы двигателей), Локхид (компоненты крыла) и другие.

Самолеты С-17 должны использоваться прежде всего для переброски в Западную Европу легких пехотных дивизий (до 10 дивизий менее чем за две недели). Отличительной особенностью машины является возможность перевозки грузов не только между театрами военных действий, но и в пределах одного ТВД с посадкой на небольшие малоподготовленные аэродромы. "Глоубмастер"Ш объединяет в себе свойства созданных ранее стратегического военно-транспортного самолета С-5 (перевозка крупногабаритных грузов) и оперативно-тактического ВТС Локхид С-130 (способность эксплуатироваться с ВПП размерами 915x27 м). В значительной степени на формирование облика С-17А повлиял советский Ил-76, также, как и "Глоубмастер" III объединяющий свойства стратегического и оперативно-тактического ВТС.

Безусловно, американские конструкторы внимательно изучили самолет ОКБ Ильюшина, заимствовав у него ряд важных особенностей. Как и Ил-76, американская машина может длительное время эксплуатироваться автономно, на аэродромах, не имеющих специального оборудования.

Возможность доставки грузов с авиабаз на территории США непосредственно в зоны потенциальных боевых действий в Западной Европе позволяет разгрузить тыловые аэродромы, устраняет необходимость перегрузки снаряжения в тактические самолеты и уменьшает потребность в тактических ВТС. В конце 1980-х годов в ФРГ имелось лишь 47 аэродромов, пригодных для эксплуатации самолетов С-14Г и 18 - для С-5. В то же время С-17А может "работать" со 132 германских аэродромов. К другим важным особенностям этого самолета относятся:

• способность перемещаться назад за счет реверса тяги при восходящем уклоне ВПП 2 град, с максимальной нагрузкой при температуре воздуха 32 град С;

• возможность посадки с углом наклона глиссады 5 град, (вместо обычных 2,5-3 град), что позволяет приземляться на расстоянии не более 150 м от входной кромки ВПП;

• лучшая маневренность по сравнению с другими ВТС в полете и на земле (его минимальный радиус разворота на земле - 27,4 м - значительно меньше, чем у С-5 - 45,1 м; в результате, на стоянке площадью 46450 м2 можно разместить восемь С-17А и лишь три С-5).

Контрактом предусмотрена гарантия фирмой требуемых значений около 20 показателей надежности и эксплуатационной технологичности, в частности трудоемкости техобслуживания 18,6 человеко-часов на 1 час полета (в сравнении с 35 человеко-часами для самолета С-5В). Для замены двигателя С-17А необходимо лишь 16 человеко-часов (при 40 человеко-часах для С-5В). o По контракту, выданному в конце 1988 года, фирма Флайт Сейфти должна поставить ВВС США 12 шести -степенных тренажеров самолета С-17, которые обеспечат воспроизведение условий полета днем, в условиях сумерек и в темное время суток. Первый тренажер был поставлен заказчику в марте 1992 года.

Высокая стоимость самолета С-17А заставляет фирму, в целях расширения рынка, искать дополнительные области применения машины. В середине 1990-х был предложен гражданский вариант "Глоубмастера" III - MD-17, лишенный специфических военных систем и оборудования. Однако информация о получении контрактов на эту машину отсутствует.

В инициативном порядке фирмой Боинг, поглотившей в 1996 году фирму Макдоннелл-Дуглас, ведутся работы над самолетом-заправщиком КС-17, предназначенным для замены в ВВС США заправщиков Боинг KC-135R и КС-135Т "Стратотанкер". Блоки со специализированным заправочным оборудованием (как при помощи телескопической штанги, так и методом "шланг-конус"), выполненные в виде отдельных быстросъемных модулей, могут быть в относительно короткое время смонтированы на планере стандартного военно-транспортного С-17А. Кроме того, заправщик КС-17 должен получить дополнительный топливный бак, размещенный в центроплане, что позволит довести суммарную емкость баков до 102294 л, а при установке модульных емкостей с топливом и в грузовом отсеке - до 165909 л.

Другая инициативная разработка фирмы - стратегический вариант ВТС С-17А, предназначенный для замены самолета С-5. Машина должна иметь фюзеляж, удлиненный (в зависимости от варианта) на 3,6 или на 12,0 м, а также увеличенную грузоподъемность. В случае принятия ВВС США решения о закупке этих машин они могут поступить на вооружение после 2006 года,

В середине ноября 1998 года ВВС США получили 44-й из 120 заказанных оперативно-стратегических военно-транспортных самолетов Боинг С-17 Тлоубмастер"Ш, поставку всей партии этих машин предполагается завершить в 2005 году. Однако уже сейчас ВВС США и фирма Боинг предполагают начать первый этап модернизации ВТС С-17. В центре технического обслуживания фирмы Боинг, расположенном в штате Техас, на первых 40 самолетах этого типа планируется установить единые интегральные процессоры (CIP), поставляемые фирмой Локхид-Мартин. Новые процессоры позволят снизить стоимость жизненного цикла самолета, а также расширить возможности бортовой навигационной системы (в частности, задействовать цифровую картографическую базу данных с выводом "цифровой карты" на бортовые дисплеи) и комплекса РЭБ. На всех самолетах более позднего выпуска (начиная с 41-го ВТС) процессоры CIP устанавливаются в процессе производства.

Другие усовершенствования, которые предполагается внедрить на самолете С-17 в ходе плановой модернизации, включают систему глобального контроля полета по маршруту, новое оборудование для установки носилок с ранеными, более совершенную систему управления сбросом грузов и средства повышения точности контроля за заходом на посадку и посадкой в заданной точке.

На более поздних этапах модернизации планируется доработать программное обеспечение самолета, его комплекс РЭБ и ряд других бортовых систем.

Отвергая утверждения ряда средств массовой информации о том, что С-17 не полностью удовлетворяет требованиям по ВПХ, представители ВВС США заявили, что машина этого типа уже продемонстрировала способность совершать посадку на полосу длиной 914 м с нагрузкой 72 т и взлет с этой полосы с нагрузкой 33 т.

В настоящее время С-17 является самым современным оперативно-стратегическим военно-транспортным самолетом в мире, превосходя по ряду показателей российский аналог - Ил-76МД. К сожалению, работы по созданию новой модификации "семьдесят шестого" - Ил-76МФ - сильно затянулись. Практически заморожена и программа разработки оперативно-стратегического самолета пятого поколения Ил-106. Таким образом, "Глоубмастер" III еще долго будет оставаться мировым лидером в своей весовой категории...

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 двухщеле-вые 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. 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 F117-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 полете, газы при реверсировании вытекают вверх для предотвращения засасывания 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 OBIGGS, метеорологическая РЛС Бендикс AN/ APS-133(V), приемник навигационной спутниковой системы.

Электронное оборудование имеет соединительные устройства, выполненные с применением поверхностного монтажа и гибких схем.

Модификация	C-17A
Размах крыла, м	50.29
Длина самолета,м	53.04
Высота самолета,м	16.79
Площадь крыла,м2	353.02
Масса, кг
пустого снаряженного самолета	122016
максимальная взлетная	263083
Внутреннее топливо, л	102615
Тип двигателя	4 ТРДД Pratt Whitney F117-P-100
Тяга, кН	4 х 185.49
Максимальная скорость, км/ч	830
Крейсерская скорость, км/ч
на большой высоте	804
на малой высоте	648
Перегоночная дальность, км	8710
Практическая дальность, км	4450
Радиус действия, км	925
Практический потолок, м	13700
Экипаж, чел	3-4
Полезная нагрузка:	144 солдата или 102 парашютиста или 48 носилок и 54 сидячих раненных с сопровождающими или максимально - 78108 кг груза, стандартно - 56245 кг