梟越

C-17設計/技術特點

麥道公司通過AMST項目積累了豐富的運輸機短距起降技術，如外部吹氣襟翼、超臨界翼型、反推裝置等，為贏得80年代美國空軍C-X項目的招標打下基礎。1984年，C-17完成基本設計。1985年12月，麥道公司獲得總金額34億美元的研制經費，C-17進入真正的發(fā)展階段，制造包括原型機在內的6架全尺寸試驗機。1991年1月2日，首架C-17 87-0025 T-1在麥道長灘工廠下線。1991年8月，美國空軍開始培訓C-17飛行員。1993年5月，南加州查爾斯頓空軍基地的第437聯隊第17運輸中隊接收首架C-17。1993年2月5日，美國空軍宣布C-17的綽號是“環(huán)球霸王”Ⅲ，繼承了道格拉斯C-74“環(huán)球霸王”Ⅰ與C-124“環(huán)球霸王”Ⅱ的傳統，正式納入美國空軍戰(zhàn)斗序列。

不過，雖然C-17的確繼承了YC-15的基本設計框架，但加入了大量經過驗證的前沿技術。這些技術包括DC-10和“灣流”Ⅲ上所用的翼梢小翼、MD-11上的先進駕駛艙、向上排氣反推力裝置、先進復合材料、超臨界機翼等等。正是這些技術的綜合運用，才保證了遠程戰(zhàn)略運輸能力和短距戰(zhàn)術空運能力在C-17上得到完美統一。那么，YC-15與C-17之間僅僅是體形上的差異么？答案顯然沒有這么簡單。

重型運輸機的技術奧秘不僅僅在于體積龐大，從結構設計的角度講飛機越大，設計的空間也越大。但對于航空產品而言，由于大型飛機涉及的氣動力、動力裝置配置、載重能力、航程與經濟性的要求更高，同時滿足這些技術要求對設計者來說是一項嚴峻的考驗。以氣動力和結構設計為例，從經濟性的角度要求飛機具有較好的升阻特性，選擇合適的噸位量級，減輕飛機的結構重量。但從結構設計的角度又要求飛機具有足夠的強度，尤其是超大型貨運飛機運輸載荷少則幾十噸、多則幾百噸，對機體結構的設計提出了很高的要求。從運載能力角度講，飛機的翼展和面積需要足夠大，必須選擇高升力的翼型，但又要考慮飛機具有足夠的爬升能力，能夠達到較高的經濟飛行高度。從遠航能力的角度要求飛機配備大推重比低油耗的發(fā)動機，具有較大的儲油空間，同時不能增加太多的氣動阻力。從起降性能的角度要求飛機的增升裝置和著陸后的反推裝置具有較高的效率。

當然，對于大型運輸機最重要的要求還是安全性。盡管多發(fā)飛機有足夠的動力冗余度，但由于大型運輸機的巨大成本以及飛行員逃生的難度，對于飛機的安全系數的要求遠比軍用戰(zhàn)斗機高得多。而安全性的要求對飛機的整體設計的每一個細節(jié)都有極為嚴格的要求。除了飛機的設計和發(fā)動機的技術難點，大型運輸機對制造工藝和材料的要求也是極為苛刻的。這些都需要國家雄厚的工業(yè)實力做支撐。也正因為如此，從嚴格意義上來講，將C-17稱為YC-15的放大版本只是一種簡單的說法。那么，C-17的技術細節(jié)究竟如何？

C-17機身為普通半硬殼式結構，其截面為底部扁平的圓形，這種截面大大降低了機身離地高度。后貨艙大門共有兩扇，前面一扇放下后可作為貨橋，后面一扇由液壓操縱向上收起。貨橋放下后與水平線夾角僅為9°，比伊爾-76的15°30要小得多，從而允許諸如M1A2坦克等重型裝備可直接開進機內，縮短了裝貨時間，提高了生存力。C-17 貨艙門關閉時，艙門上還能承重 18150 千克，幾乎是C-130全機的裝載量，而一般的運輸機艙門通常只能堆放輕的貨物。機身尾部兩側各有一個向內、向上開啟的跳傘門（1.2米×2米），在艙門外設有高速氣流擋板和跳傘平臺，以保證跳傘安全平穩(wěn)。機身尾部頂上和機翼前方的機身頂上分別有兩個水上迫降應急出口。在機身尾段的正下方有兩個整流片，用以減少機身尾段上翹導致的氣動阻力，在巡航狀態(tài)可降低阻力約3%。

駕駛艙中有并列的正、副駕駛員座椅，在其后部設有機務人員休息間。在貨艙中還有一個裝卸長座椅，機務人員可通過左前方向下打開的登機艙門進入駕駛艙。由于C-17 集戰(zhàn)略和戰(zhàn)術空運能力于一身，所以在貨艙設計上盡管其外形尺寸和 C-141 差不多，但其貨艙尺寸卻與C-5“銀河”相當。準確的說，雖然機體尺寸相差懸殊，但C-17的貨艙寬度和C-5相同。

事實上，當1984年C-17完成基本設計，貨艙加駕駛艙的全尺寸模型便深獲空軍好評。1984年9月11日至20日，美國空軍由一位現役的運輸機裝載長針對陸軍和海軍陸戰(zhàn)隊的使用需求，對C-17進行了嚴格的貨艙裝載測試。測試裝載的物品共有 11 種組合，典型的裝載物有：2輛裝甲人員運輸車、2輛5噸卡車加2噸半拖車、3輛吉普車;3架 AH-1S“眼鏡蛇”直升機、3架 OH-58C“奇奧瓦”直升機。這足以說明C-17的貨艙十分寬敞，可裝運美國陸軍絕大部分的裝備。當然，C-17貨艙的短板就是頂部的翼盒占據了一些空間，導致貨艙高度不連貫，影響了大尺寸超長貨物的運輸。不過這對美國空軍來說不重要，因為C-17和C-5可以很好地互補。具體來說，其內部可同時裝載2架AH-64直升機和2架OH-58直升機，或并排裝18個2.7米×2.2米的貨盤（貨艙地板上14個，尾艙門上4個），也可混合裝載M1主戰(zhàn)坦克與其他車輛。運送部隊或醫(yī)療救護時，沿機艙中心線和機艙兩壁可裝折疊式座椅，可提供102名傘兵的座位或83付擔架的位置。貨艙中部裝有由許多縱向的由7050鋁合金板條鉚接而成的加強地板，可承受很大的載荷。貨運系統裝置包括導軌、滾棒和系留環(huán)，它們可根據需要快速改變布局。當裝卸重量超過29500千克時，要用液壓操縱的穩(wěn)定器的兩個撐桿支撐飛機。

C-17的機翼為采用超臨界翼型的懸臂式上單翼，1/4弦線后掠角25°，機翼兩端裝有NASA設計的高2.9米的翼梢小翼。值得注意的是，翼梢小翼也是當年YC-15所不具備的一項前沿技術。從原理上講，這種氣動裝置是通過阻擋和分散翼尖渦的方式，削弱這一有害能量的影響，從而給機翼增升減阻，降低油耗、加大航程和航時。前面提到，飛機主要靠氣流在機翼上表面與下翼面間產生速度差、壓力差來產生升力。在機翼翼尖的區(qū)域，由于下翼面的壓力高于上表面，底部氣流有向上翻卷、進行壓力交換的趨勢，并最終形成翼尖渦。這股渦流會給飛機帶來不利的干擾——使翼尖的升力減小，阻力增加（稱為翼尖誘導阻力或升致阻力），從而導致全機升阻比降低。為此，發(fā)動機必須付出更多的能量才能維持飛機的飛行，巡航經濟性也隨之變差。怎樣才能減少翼尖渦的有害影響？措施之一是加大機翼翼展，盡量縮小翼尖渦對機翼的干擾范圍。但增大翼展又會引發(fā)結構強度、剛度、重量等一系列問題。辦法之二是對翼尖進行修形，如采用橢圓翼尖、低阻翼尖等方案，但這些措施的效果有限。對策之三便是安裝翼尖端板、翼尖帆片、翼梢小翼等氣動裝置。它們一般垂直、傾斜或水平布設在翼尖處，用以阻擋和分散翼尖渦，以降低其對機翼的不利影響。試驗數據表明，“全封閉”式翼尖端板的氣動效益不如翼梢小翼好，因為它在減少誘導阻力的同時，本身也會產生一定的磨擦阻力和干擾阻力，對改善全機升阻特性的貢獻不大（除非把它當做“翼稍立尾”使用）。而裝在翼尖較為靠后位置上的翼梢小翼可使全機的升阻比提高1%～15%，C-17采用翼梢小翼的意圖正在于此。翼梢小翼的應用改善了C-17的巡航性能，降低油耗2%左右，減小阻力約3%。

C-17的外側機翼備有承力點，為將來任務延伸而準備，該承力點上可裝防御性航空電子設備安裝座或加油軟管卷盤系統等設備。機翼蒙皮、桁條和翼梁構成了從飛機中心線到翼梢小翼的整體結構，在機翼前后梁之間形成了一個整體油箱。為了承受高速高溫噴流的沖擊，正對尾噴管的襟翼下表面做了特殊處理。根據在 YC-15 上試飛的結果，襟翼向下偏折時，發(fā)動機的排氣流會產生反作用升力和環(huán)流升力，使飛機能以較低的進場空速（215千米/時）和較大的下降速率（4.6 米/秒）迅速落地。前緣縫翼全幅伸展時，可提供最大的升力及失速特性。懸臂式T形尾翼高16.8米，有一個41°后掠角的垂直安定面，其頂端裝有一個安裝角可調的水平安定面。垂直安定面與機身連接處向前伸有小背鰭，嵌入式方向舵分為上、下兩段，升降舵也分為兩段。等截面的垂直安定面由帶有前后梁的盒形件構成，其前后梁和3根縱向加強條（鋁合金沖壓件）把尾翼根部與機身尾段一系列斜框相接。水平安定面的樞軸安裝在按破損安全設計的框上，并以安裝在后梁上的兩個按破損安全設計的凸耳為轉動中心。尾翼構件使用了大量的復合材料，水平尾翼有一個用凱芙拉泡沫材料做芯的水平安定面前緣和一套（4塊）碳-環(huán)氧樹脂材料做的升降舵。發(fā)動機短艙兩側有一對渦流發(fā)生器，在大迎角爬升時產生的渦流可以流過機翼上表面，吹除附面層并降低發(fā)動機短艙周圍亂流對機翼的不利影響。

需要提及的是，C-17和將被它取代的C-141有一項特別的不同之處：在必要的情況下，可以在未整修的路面上短場緊急降落。原型機試飛員曾表示，C-17 的落地就和戰(zhàn)斗機一樣，因此起落架必須格外堅固與耐震。在未鋪裝跑道上起降的關鍵是降低輪胎的地面壓強，出于降低機身的需要，C-17并沒有采用客機慣用的多輪小車式起落架。C-17的主起落架一共有12個輪胎，左右各一組，每組6個輪胎，前起落架有2個輪胎，主起落架旋轉90°向里收入機身兩側整流罩內。該機能在18.3米寬的跑道上起落，在90×132米的停機坪上機動。具體來說，C-17的起落架為液壓可收放前三點式起落架，可靠重力應急自由放下。梅納斯科公司制造的起落架，按垂直下降速度3.81米/秒設計，并采用長行程減震支柱，用以在簡易機場或碎石跑道上著陸。雙輪的前起落架向前收起，它有一個向前傾斜的行程為500毫米的減震支柱。采用霍尼韋爾公司制造的輪胎，1016毫米×406毫米，胎壓1122帕。前起落架裝有前輪轉彎機構，用方向舵腳蹬操作時，可轉彎范圍內12°，用操縱桿操縱時，可轉彎范圍65°。

主起落架位于機身腹部的兩側，每側有兩根減震支柱（前后排列），每根支柱上有3個機輪。輪胎尺寸為1270毫米×533毫米，胎壓1000帕。在起落架收起過程中，前后支柱彼此相向轉動90°，然后利用連桿機構，將起落架支柱向上、向內收起，從而使整個起落架收入機身側部主起艙內。這一獨特的收放機構有別于傳統機輪收入機腹下部主起艙的形式（如伊爾-76），使起落架艙最低點與機身最低點相對距離減小，大大降低了貨艙地板距地面高度（伊76高達2米以上，C-17僅為1.63米）。起落架整流包上設有支柱艙門，在起落架收放過程中打開，以滿足起落架收放過程中支柱運動空間要求。在起落架收起和放下位置時，支柱艙門均關閉。起落架艙門直接與起落架動作機構相連，省去了單獨的艙門收放液壓機構和收放程序。右側主起艙比左側主起艙略大些，以便安裝霍尼韋爾公司蓋瑞特發(fā)動機分公司的GTCP331輔助動力裝置。

C-17裝備4臺普拉特·惠特尼公司F117-PW-100高涵道比渦扇發(fā)動機。F117-PW-100發(fā)動機的民用型號是PW2000，涵道比6.0，最大推力170.81～194.54千牛。PW2000系列發(fā)動機首先被波音757客機采用，這是第一種采用全權限數字式（FADEC）控制系統的發(fā)動機。F117與PW2000相比，增加了一套可在飛行中使用的反推力裝置，可以讓C-17快速下降，還能幫助飛機在傾斜地面轉彎。具體來說，推力185.5千牛的F117-PW-100發(fā)動機在C-17上被額定為181千牛。除了為安裝反推裝置而做了些必要的改動之外，F117-PW-100與民用型波音757上裝的PW2040基本相同。發(fā)動機以懸吊式掛架掛于機翼的前下方，每具掛架由數件鑄鋁螺樁結構與機翼相搭接，使外掛載和機翼間有連續(xù)的負載路徑。由于掛架和發(fā)動機很靠近，在強度及溫度的考慮下，主要使用材料是鈦合金。破損安全設計的發(fā)動機安裝掛架有一個可互換的工藝接頭，它位于機翼前緣的前方。這個工藝接頭的作用就是當拆卸發(fā)動機掛架時不會影響掛架與機翼的連接。掛架包皮由耐熱的鈦合金材料制成。

掛架下梁及其兩側壁板構成了第一塊防火壁。掛架與機翼通過鍛造鋁合金構件相連，它可把發(fā)動機的載荷傳遞給機翼抗扭盒。這個連接件與掛架結合的部位是第二塊防火壁。發(fā)動機短艙由鋁合金、鈦合金、鎳合金和碳-環(huán)氧樹脂、碳聚酰亞等復合材料的構件構成。發(fā)動機短艙內有發(fā)動機的內、外涵道及各自的反推裝置。反推裝置對于在前線機場擁擠的空間下，飛機仍具有靈活的機動性起重要作用。在滿載的情況下，使用反推裝置時，飛機能在25米內做180°的三點轉彎。外涵道反推裝置懸掛在掛架下，而內涵道反推裝置則連接在發(fā)動機后面的法蘭盤上。有液壓操縱的反推裝置除了在地面使用外，還能在空中使用。發(fā)動機短艙還支撐著兩個渦流發(fā)生器，這兩個渦流發(fā)生器就安裝在進氣道的后面。由于渦流發(fā)生器延緩了機翼上氣流的分離，使最大升力系數提高約6%，阻力不增加。C-17在未鋪裝跑道甚至是沙漠降落時，反推裝置有助于防止發(fā)動機吸入砂礫，在降落時機翼上表面的擾流板也會升起幫助減速。

C-17采用了DC-10/KC-10飛機的環(huán)控系統（空調），但不是簡單地復制， 而是選用了DC-10/KC-10環(huán)控系統中基本的空調組件，使用了新工藝，組件尺寸也縮小了。聯信宇航公司的計算機控制系統提供空調、增壓和機載電子設備的冷卻和結冰保護。兩個單獨的環(huán)控系統控制器（ESC）是該系統的核心。如果一個控制器發(fā)生故障，另一個控制器仍能完全實施控制。ESC控制著供氣系統，供氣系統的主體是橫貫機翼的供氣總管（位于機翼前緣內）。通過該總管為發(fā)動機起動、空調和增壓、電子冷卻系統、結冰保護和機上惰性氣體發(fā)生系統供氣。機上惰性氣體發(fā)生系統產生富氮的空氣用于燃油箱。當只用一個ESC時，飛行高度3048～13716米范圍內，艙內外最大壓差可保持在57帕。中翼和外翼的前緣縫翼有防冰裝置，用來自供氣總管的發(fā)動機引氣來防冰，而機翼前緣是不防冰的。4臺由發(fā)動機驅動的一體化驅動發(fā)電機（IDG）通過總長達200千米的導線為飛機供電。每臺IDG有一個恒速驅動裝置和一個90千瓦發(fā)電機。4臺IDG以分離式并聯到匯流條上，可提供115/220伏、三相、400赫茲交流電。直流電力系統也采用分離式并聯，有4個220伏變壓整流器，能供28伏直流電。應急供電系統由單相、1000瓦變流器提供交流電，2個40安鎳鎘電池提供直流電。

機翼內有4個單獨的燃油箱（兩個外側油箱，兩個內側油箱），每個外側油箱可裝16530千克燃油，每個內側油箱可裝23430千克燃油，總燃油量達80000千克。C-17沒有采用油箱內油泵，而使用插入式油泵，以便修理或更換。4個獨立的液壓系統，為全機提供高達28980帕的液壓力。之所以要這么高的壓力，是因為飛機上有許多大的操縱面，特別是在使用數字式飛行控制系統時，快速驅動這些操縱面需要高壓動力。單獨使用4個液壓系統中任何一個系統，C-17都能維持飛行。第4個液壓系統中裝有快速伸出的沖壓空氣渦輪，在應急情況下，這個渦輪可向飛行操縱面舵機提供液壓動力。

C-17機組只需3人，即正副駕駛員和貨物裝卸員。用人如此之少，蓋因座艙采用了先進的數字式航空電子系統。C-17總共有4個主計算機系統，這些系統控制著56個數字式外場可更換部件。這些部件用以監(jiān)控、處理和傳送MIL-STD-1553和ARINC429數據總線上的數據，用以操縱飛機和報告機組。這4個主計算機系統用于任務、告警、無線電綜合管理和飛行操縱。每個系統內的主計算機用作MIL-STD-1553數據總線上的總線控制器。這些數據總線共同形成一個集中的故障報告系統。任務計算機電子顯示器子系統由Delco電子公司的3個任務計算機、霍尼韋爾公司的4個彩色多功能顯示器（MFD）、馬可尼公司的2個全飛行范圍平顯構成。平顯是該機的主飛行儀表，在不使用時，可以把它收起來。在短距著陸和低空空投等高工作負荷使用時，平顯有兩個抗干擾模式。

C-17是美國制造的第一架采用電傳操縱的大型運輸機，它有一個4通道數字式飛行操縱系統（DFCS）。原設計是個復式雙通道DFCS，后來在風洞試驗時發(fā)現了T型尾翼運輸機有不可恢復的嚴重失速問題，所以改為4通道系統， 并加裝了迎角限制器系統（ALS）提供失速保護。ALS用限制升降舵位置的方法來限制飛機的姿態(tài)，防止飛機進入不可恢復的失速狀態(tài)，從而實現失速保護。

失速預警震桿器是另一個失速告警系統。DFCS由4個GEC電子設備分公司的飛行操縱計算機（FCC）、2個擾流板操縱/升降舵感受計算機、2個復式大氣數據計算機、3個3軸角速度傳感器和加速度計，以及駕駛桿和方向舵腳蹬上的4通道傳感器構成。升降舵、方向舵、副翼、擾流板、襟翼、前緣縫翼、水平安定面和發(fā)動機均通過DFCS實現電傳操縱。升降舵、下方向舵、副翼和水平安定面還具有機械操縱的備用能力所。導航系統接收和處理來自全球定位衛(wèi)星、氣象探測雷達、雷達高度表、慣導和任務計算機的數據。導航系統數據庫除有500個主要的導航坐標位置和其他戰(zhàn)術數據外，還存有全球所有伏爾導航臺的資料。Telephonic公司的無線電綜合管理系統管理和控制著所有的通信系統和導航接收機。它除管理著敵我識別器、抗干擾通信、衛(wèi)星通信和雷達信標機外，還能預置多達20個VHF/UHF頻率，監(jiān)控30個頻率。Teledeny公司的告警系統由2臺告警計算機、1部數字總線、告警信號器儀表板、2個帶遮光罩的告警顯示器和6個告警燈組成。駕駛桿手柄上，有俯仰橫滾配平開關、送話器、飛行操縱系統狀態(tài)選擇、空中加油/自動駕駛儀斷開和空投系統斷開按鈕。

最后值得提及的是，C-17是按易毀性分析技術設計的運輸機，其機體的任何一個部位都可以承受12.7毫米穿甲彈以600米/秒速度的攻擊。從易毀性考慮，將其多條控制電路和流體管道相互隔離。C-17的機載設備大多按多余度設計。飛機可由4套液壓系統中的任何一套進行控制。機上的3臺任務計算機，只要其中的6臺正常工作，便可提供全部的任務能力。C-17的數字飛行操縱系統可彌補因機體或29片空氣動力控制面的任何一片被損壞而造成的飛行控制能力的變化。4 個飛行操縱計算機（FCC）當中只要有2個或2個以上正常工作，數字飛行操縱就能得以維持。若3個甚至4個FCC都出現了故障，還能自動接通液壓機械備用系統。

所有C-17都配有導彈接近告警系統、紅外干擾儀、干擾箔條和干擾彈。整套野戰(zhàn)設施還包括座艙和關鍵部位重達534千克的碳化硼裝甲。C-17設計中對戰(zhàn)地自我保障也給予了足夠重視，飛機各系統設計得盡可能簡單實用，便于維修。重要的外場可更換件全部可以在使用中更換，全部外場可更換件在進行更換時不需要移動和拆卸飛機上的任何設備。飛機自備特殊的支撐設備，在裝貨時保護飛機，外場維修不需其他任何設備，即可將飛機頂起，進行維修和更換輪胎。主起落架采用機械式自由放下，降低了電機和液壓系統的復雜性。起落架艙門直接連在起落架上，省去了單獨的艙門收放液壓機構和收放程序。此外，維護高大的尾翼不需大的工作臺，貨艙后端有一入口，可進入直通垂尾內部的一個通道，沿扶梯可登上垂尾頂部的維修艙口，維修十分方便。

（未完待續(xù)）

（編輯/一翔）