Konstrukcja
Konstrukcja Boeing YC-14
Samolot otrzymał proste skrzydła, o obrysie dwutrapezowym. Profil jest superkrytyczny. Płaty mają niezwykle bogatą mechanizację. Całą krawędź natarcia zajmują klapy typu Krugera. Krawędź spływu jest podzielona na 3-segmenty. Segment zewnętrzny wyposażono w lotki. Segment środkowy wyposażono w potężne dwuszczelinowe klapy poszerzacze. Zawieszone są one na dużych specjalnych wspornikach, gwarantujących znaczne ich przesuniecie i powstanie dużej dodatkowej zakrzywionej powierzchni. Przed klapami na górnej powierzchni umieszczono spojlery ( przerywacze ). Segment wewnętrzny wyposażono także w podwójne klapy, ale bezszczelinowe. Także zawieszone na dużych wspornikach. Dodatkowo ich górna powierzchnia wykonana jest z materiału odpornego na wysoką temperaturę generowaną przez gazy wylotowe zespołu napędowego. Płat ma powierzchnię 163,7 m kwadratowych, wydłużenie 9,44, obciążenie powierzchni 470 – 690 kg/m kwadratowy.
Kadłub jest kształtu typowo transportowego, o przekroju kołowym. Rozpoczyna go kabina załogi określana jako typ śmigłowcowy. Jest to związane z doświadczeniami wojsk USA z licznych wojen, gdzie stwierdzono, że istotna jest nie tylko dobra widoczność do przodu i skośnie w dół, ale także na boki i w dół, a nawet maksymalnie do tyłu. W efekcie dziób maszyny wydaje się tępy, lecz w rzucie z góry jest znacznie bardziej ostry. A dla prędkości z jaką standardowo latają takie samoloty, taka aerodynamika jest poprawna. Pierwszą taką kabinę otrzymał C-130 Herkules. Za kabiną kadłub przechodzi w przekrój kołowy. Ta część kadłuba mieści bardzo praktyczną i dużą ładownie. Ma zamontowane w lewej i prawej burcie drzwi. Służą one nie tylko do wsiadania podczas postoju, ale także do desantowania skoczków spadochronowych. Tylna część kadłuba jest uniesiona w górę. W dolnej części umieszczono wielosegmentowe drzwi załadunkowe z rampą wjazdową. Ładowania ma wymiary 14,3 m x 3,60 m x 3,40 m.
Usterzenie w układzie T. Pionowe skośne o dużej powierzchni, z podziałem na ster i statecznik. Usterzenie poziome proste o obrysie trapezowym, typu pływającego, czyli przestawialne. Wznos ujemny. Podzielone jest na statecznik i dwuzawiasowe, dwuczęściowe stery. System taki ułatwia sterowanie i podłączenie podwójnego systemu sterowania wraz z automatycznym pilotem.
Podwozie całkowicie chowane. Przednie to jedna goleń z bliźniaczymi kołami. Komora umieszczona maksymalnie w przedzie, tuż pod kabiną. Podwozie główne jest niby klasyczne, ale ich konstrukcja wyznaczyła nowe standardy w lotnictwie transportowym. Umieszczono je w przykadłubowych gondolach. Składa się z dwóch mocnych goleni w każdej gondoli. Golenie przednie umocowano do jednej wręgi, golenie tylne do kolejnej wręgi. Dzięki temu siły rozkładają się bardziej równomiernie po całej konstrukcji, a przez to możliwe jest lądowanie z większymi prędkościami pionowymi.
Napęd YC-14. Jako napęd zastosowano dwa silniki turboodrzutowe, dwuprzepływowe firmy General Electric CF 6-50 D o ciagu 2 x 23 200 kG. Zabudowano je w indywidualnych gondolach wysuniętych przed skrzydła i mocowane do nich. Wyloty gazów znajdują się nad powierzchnią płatów. Gazy omywają górną powierzchnie skrzydła i przyklejają się do niej. Obmywają także górną część wachlarzowych klap, a jeśli są one wychylone strumień gazów zostaje zakrzywiony w dół dając dużą siłę wznoszącą. W całej filozofii wykorzystano efekt Coandy. Obciążenie ciągu 1,65 – 2,40 kg/kG.
Jako napęd planowano także silniki JT-9 D.
Dane T-T YC-14. 1976 rok:
Rozpietość 39,32 m, Długość 40,13 m. Wysokość 14,73 m. Powierzchnia nośna 163,7 m2. Masa całkowita 76 900 kg. Masa maksymalna 112 950 kg. Masa ładunku 36 750 kg. Prędkość maksymalna 834 km/h. Prędkośc przelotowa 760 km/h. Prędkość lądowania 140 km/h. Zasięg maksymalny 5 075 km. Rozbieg 305 - 610 m. Dobieg 360 - 610 m. Silniki General Electric CF 6-50 D, o ciagu 2 x 23 200 kG. Załogo 3 osoby.
Konstrukcja Mc Donnell-Douglas YC-15
Samolot otrzymał proste skrzydła, o obrysie trapezowym. Profil jest superkrytyczny. Płaty mają bogatą mechanizację. Całą krawędź natarcia zajmują klapy szczelinowe. Krawędź spływu jest podzielona na 2-segmenty. Segment zewnętrzny wyposażono w lotki, na długości około 30 % spływu. Segment wewnętrzny wyposażono w potężne dwuszczelinowe klapy poszerzacze. Zawieszone są one na dużych specjalnych wspornikach, gwarantujących znaczne ich przesuniecie i powstanie dużej dodatkowej zakrzywionej powierzchni. Przed klapami na górnej powierzchni umieszczono spojlery ( przerywacze ) biorące udział także w sterowaniu.
Kadłub sprawia wrażenie bardzo pękatego, ale dzięki temu ładowania ma bardzo korzystne wymiary i pozwala na transport czołgu. Kadłub ma przekroju kołowym. Rozpoczyna go kabina załogi określana jako typ śmigłowcowy. Jest to związane z doświadczeniami wojsk USA z licznych wojen, gdzie stwierdzono, że istotna jest nie tylko dobra widoczność do przodu i skośnie w dół, ale także na boki i w dół, a nawet maksymalnie do tyłu. W efekcie dziób maszyny wydaje się tępy, ale i tak jest mniej ostry niż w YC-14. Za kabiną kadłub przechodzi w przekrój kołowy. Ta część kadłuba mieści bardzo praktyczną i dużą ładownie. Ma zamontowane w lewej i prawej burcie drzwi. Służą one nie tylko do wsiadania podczas postoju, ale także do desantowania skoczków spadochronowych. Tylna część kadłuba mieści wielosegmentowe drzwi załadunkowe z rampą wjazdową.
Usterzenie w układzie T. Bardzo podobne do tego zastosowanego w YC-14.
Zespół napędowy. W przeciwieństwie do YC-14 zespół napędowy w CY-15 został oparty na 4 silnikach turboodrzutowych JT-8 D-17 o ciągu 4 x 7 120 kG. Jest to silnik niezwykle popularny i służy jak napęd samolotów pasażerskich Boeing 737. Lecz w trakcie prób YC-15 firma Mc Donnell-Douglas postanowiła zamontować na samolocie silniki turboodrzutowe dwuprzepływowe.
Konstrukcja Mc Donnell-Douglas / Boeing C-17.
C-17 jest ciężkim, odrzutowym, wolnonośnym górnopłatem o właściwościach skróconego startu i lądowania. Przeznaczony jest do transportu międzykontynentalnego, strategicznego i taktycznego. Konstrukcja półskorupowa, metalowo-kompozytowa. Maszyna wyposażona jest w instalację do pobierania paliwa w locie.
Skrzydła z niedużym skosem. W stosunku do poprzednich konstrukcji wprowadzono skrzydła skośne. Wynikało to z większych do pokonania odległości, większej masie, a przede wszystkim większej grubości profilu skrzydła. Centropłat o obrysie prostokątnym, końcówki płata o obrysie trapezowym ze skosem na krawędzi natarcia wynoszącym 25 stopni, krawędź spływu 12 stopni i ujemnym wzniosie. Trzyczęściowe, dwudźwigarowe skrzydła zbudowane z aluminium zakończone wingletami o powierzchni 3,33 m kwadratowych każdy. Dźwigary wykonano z ze stopów tytanowo-duraluminiowych. Mocowane są do kesonu centropłata. Winglety wykonano z kompozytu. Skrzydła zaopatrzone są w skrzela na krawędzi natarcia i szczelinowe klapy Fowlera i lotki na spływie. W skrzydłach zamontowanych jest pięć integralnych zbiorników paliwa o pojemności 102 297 litrów ( Pierwszych 70 egzemplarzy seryjnych posiada mniejszą pojemność paliwa. Tylko cztery zbiorniki w skrzydłach ).
Kadłub o konstrukcji półskorupowej, owalnym przekroju i hermetyzowanej kabinie pilotów i przestrzeni ładunkowej. Załoga składa się z dwóch pilotów i technika ładunku ( loadmaster ). Kabina ładunkowa o wymiarach 20,78 m x 5,49 m x 4,11 m. W rejonie centropłata wysokość kabiny jest mniejsza i wynosi 3,76 m. ( Jest to związane z dodatkowym wzmocnieniem konstrukcji skrzydeł. ) Całkowita objętość ładowni wynosi 591,47 m sześciennych. Maksymalny ładunek zabierany na pokład wynosi 77 519 kg. W tylnej części kadłuba po obu jego stronach znajdują się drzwi, przez które desantują się skoczkowie spadochronowi. Poza drzwiami desantowymi znajdują się jeszcze trzy pary wyjść awaryjnych. Główne wejście do ładowni zapewnia tylna rampa. Kadłub wykonano ze stali, stali tytanowej i duraluminium.
Usterzenie klasyczne w kształcie litery T. Usterzenie pionowe o kącie natarcia 25 stopni. Powierzchnia statecznika pionowego wynosi 78,5 m kwadratowych, a poziomego 63,7 m kwadratowych. Konstrukcja półskorupowa, dwudźwigarowa, z podziałem na stateczniki i stery. Stery wykonano z kopozytu.
Podwozie chowane trójpodporowe z przednim podparciem, przednie do wnęki w kadłubie, główne do przykadłubowych gondoli. Podwozie przednie składa się z dwukołowego zespołu sterowanego przez pilotów. Podwozie główne składa się z czterech zespołów trójkołowych wózków, umieszczonych po dwa po obydwu stronach kadłuba. Koła w układzie 2 x 6 x 6. Podczas chowania koła każdej goleni wykonują obrót o 90 stopni ustawiając się w gondoli w jednej osi. Podwozie umożliwia lądowanie na lotniskach o słabo utwardzonych pasach z bardzo dużą, jak na samolot transportowy, prędkością opadania - 4,57 m/s. Samolot nie dysponuje centralnym systemem napełniania pneumatyk kół. Lądowanie na lotniskach z gruntowymi DS. zależy od ciężaru przewożonego ładunku. Hamulce węglowe firmy Bendix.
Zespół napędowy Boeing C-17.
Cztery dwuprzepływowe silniki turbowentylatorowe Pratt&Whitney F 117-PW-100 ( PW 2040 ) o ciągu 4 x 181,00 kN, wyposażone w odwracacze ciągu. Dzięki nim samolot jest w stanie kołować do tyłu z prędkością nawet 50 km/h. Samolot wyposażono w instalację do pobierania paliwa w locie.
Wyposażenie Boeing C-17.
Cyfrowe sterowanie z wykorzystaniem układu Fly-by-wire opracowanym przez firmy General Electric i General Dynamic. Układy obronne samolotu składają się z systemu ostrzegania o pociskach rakietowych ziemia-powietrze ( ATK AN/AAR-47 ) oraz wyrzutni pułapek termicznych ( AN/ALE-47 ). W 2007r. rozpoczęto instalację systemu opracowanego przez Northrop-Grumman, zapewniającego automatyzację procesu obrony samolotu przed pociskami rakietowymi ( AN/AAQ-24 (V) NEMESIS ).
Podczas wojny w Bośni w 1995r. opancerzono kabinę załogi kevlarowymi i ceramicznymi płytami zapewniającymi ochronę przed bronią małokalibrową. Opancerzenie może być demontowane przed lotami niewymagającymi takiej ochrony. Awionika składa się z; wojskowego zestawu radiotechnicznego do bliskiej nawigacji AN/ARN-90 TACAN ( kolejna generacja tego systemu ), cywilnego zestawu radiotechnicznego do bliskiej nawigacji VOR/DME, zestaw łączności z łącznością satelitarną i radiową UKF, KF firmy Teledyne Corporation.
Samolot wyposażono w urządzenie identyfikacyjne „swój-obcy”.
Samoloty z 1 HAW posiadają pełne wyposażenie WRE, ale nie wszystkie samoloty służące w USAF nim dysponują. Zależy to od rejonu działań poszczególnych jednostek. Załogi wyposażone są w indywidualną krótką broń.
Dane T-T Boeing C-17. 1991 rok:
Rozpietość 51,76 m, Długość 53,04 m. Wysokość 16,79 m. Powierzchnia nośna 353,0 m2. Masa całkowita 122 016 kg. Masa maksymalna 265 352 kg. Prędkość maksymalna 790 km/h. Prędkośc przelotowa 648 km/h. Prędkość lądowania 160 km/h. Zasięg maksymalny 8 100 km. Rozbieg 1 125 m. Dobieg 725 m. Silniki PW 2040, o ciagu 4 x 181,00 kG. Załogo 3 osoby.
Zestawienie
Baza PAPA:
Pierwszy C-17 A nb 01 – Zakupiony ze środków państw sygnatariuszy programu. Pierwszy lot w dniu 29.06.2009 roku. Przybył do Bazy Papa w dniu 27.07.2009 roku.
Drugi C-17 A nb 02 – Zakupiony ze środków państw sygnatariuszy programu. Przybył do Bazy Papa we wrześniu 2009 roku.
Trzeci C-17 A nb 03 – Zakupiony ze środków USA. Przybył do Bazy Papa w październiku 2009 roku, i już w dniu 23.11.2009 roku, wykonał pierwszy lot na rzecz Polski, lądując na Lotnisku Strachowice we Wrocławiu.
Opracował Karol Placha Hetman