C-17设计/技术特点

麦道公司通过AMST项目积累了丰富的运输机短距起降技术，如外部吹气襟翼、超临界翼型、反推装置等，为赢得80年代美国空军C-X项目的招标打下基础。1984年，C-17完成基本设计。1985年12月，麦道公司获得总金额34亿美元的研制经费，C-17进入真正的发展阶段，制造包括原型机在内的6架全尺寸试验机。1991年1月2日，首架C-17 87-0025 T-1在麦道长滩工厂下线。1991年8月，美国空军开始培训C-17飞行员。1993年5月，南加州查尔斯顿空军基地的第437联队第17运输中队接收首架C-17。1993年2月5日，美国空军宣布C-17的绰号是“环球霸王”Ⅲ，继承了道格拉斯C-74“环球霸王”Ⅰ与C-124“环球霸王”Ⅱ的传统，正式纳入美国空军战斗序列。

不过，虽然C-17的确继承了YC-15的基本设计框架，但加入了大量经过验证的前沿技术。这些技术包括DC-10和“湾流”Ⅲ上所用的翼梢小翼、MD-11上的先进驾驶舱、向上排气反推力装置、先进复合材料、超临界机翼等等。正是这些技术的综合运用，才保证了远程战略运输能力和短距战术空运能力在C-17上得到完美统一。那么，YC-15与C-17之间仅仅是体形上的差异么？答案显然没有这么简单。

重型运输机的技术奥秘不仅仅在于体积庞大，从结构设计的角度讲飞机越大，设计的空间也越大。但对于航空产品而言，由于大型飞机涉及的气动力、动力装置配置、载重能力、航程与经济性的要求更高，同时满足这些技术要求对设计者来说是一项严峻的考验。以气动力和结构设计为例，从经济性的角度要求飞机具有较好的升阻特性，选择合适的吨位量级，减轻飞机的结构重量。但从结构设计的角度又要求飞机具有足够的强度，尤其是超大型货运飞机运输载荷少则几十吨、多则几百吨，对机体结构的设计提出了很高的要求。从运载能力角度讲，飞机的翼展和面积需要足够大，必须选择高升力的翼型，但又要考虑飞机具有足够的爬升能力，能够达到较高的经济飞行高度。从远航能力的角度要求飞机配备大推重比低油耗的发动机，具有较大的储油空间，同时不能增加太多的气动阻力。从起降性能的角度要求飞机的增升装置和着陆后的反推装置具有较高的效率。

当然，对于大型运输机最重要的要求还是安全性。尽管多发飞机有足够的动力冗余度，但由于大型运输机的巨大成本以及飞行员逃生的难度，对于飞机的安全系数的要求远比军用战斗机高得多。而安全性的要求对飞机的整体设计的每一个细节都有极为严格的要求。除了飞机的设计和发动机的技术难点，大型运输机对制造工艺和材料的要求也是极为苛刻的。这些都需要国家雄厚的工业实力做支撑。也正因为如此，从严格意义上来讲，将C-17称为YC-15的放大版本只是一种简单的说法。那么，C-17的技术细节究竟如何？

C-17机身为普通半硬壳式结构，其截面为底部扁平的圆形，这种截面大大降低了机身离地高度。后货舱大门共有两扇，前面一扇放下后可作为货桥，后面一扇由液压操纵向上收起。货桥放下后与水平线夹角仅为9°，比伊尔-76的15°30’要小得多，从而允许诸如M1A2坦克等重型装备可直接开进机内，缩短了装货时间，提高了生存力。C-17 货舱门关闭时，舱门上还能承重 18150 千克，几乎是C-130全机的装载量，而一般的运输机舱门通常只能堆放轻的货物。机身尾部两侧各有一个向内、向上开启的跳伞门（1.2米×2米），在舱门外设有高速气流挡板和跳伞平台，以保证跳伞安全平稳。机身尾部顶上和机翼前方的机身顶上分别有两个水上迫降应急出口。在机身尾段的正下方有两个整流片，用以减少机身尾段上翘导致的气动阻力，在巡航状态可降低阻力约3%。

驾驶舱中有并列的正、副驾驶员座椅，在其后部设有机务人员休息间。在货舱中还有一个装卸长座椅，机务人员可通过左前方向下打开的登机舱门进入驾驶舱。由于C-17 集战略和战术空运能力于一身，所以在货舱设计上尽管其外形尺寸和 C-141 差不多，但其货舱尺寸却与C-5“银河”相当。准确的说，虽然机体尺寸相差悬殊，但C-17的货舱宽度和C-5相同。

事实上，当1984年C-17完成基本设计，货舱加驾驶舱的全尺寸模型便深获空军好评。1984年9月11日至20日，美国空军由一位现役的运输机装载长针对陆军和海军陆战队的使用需求，对C-17进行了严格的货舱装载测试。测试装载的物品共有 11 种组合，典型的装载物有：2辆装甲人员运输车、2辆5吨卡车加2吨半拖车、3辆吉普车;3架 AH-1S“眼镜蛇”直升机、3架 OH-58C“奇奥瓦”直升机。这足以说明C-17的货舱十分宽敞，可装运美国陆军绝大部分的装备。当然，C-17货舱的短板就是顶部的翼盒占据了一些空间，导致货舱高度不连贯，影响了大尺寸超长货物的运输。不过这对美国空军来说不重要，因为C-17和C-5可以很好地互补。具体来说，其内部可同时装载2架AH-64直升机和2架OH-58直升机，或并排装18个2.7米×2.2米的货盘（货舱地板上14个，尾舱门上4个），也可混合装载M1主战坦克与其他车辆。运送部队或医疗救护时，沿机舱中心线和机舱两壁可装折叠式座椅，可提供102名伞兵的座位或83付担架的位置。货舱中部装有由许多纵向的由7050铝合金板条铆接而成的加强地板，可承受很大的载荷。货运系统装置包括导轨、滚棒和系留环，它们可根据需要快速改变布局。当装卸重量超过29500千克时，要用液压操纵的稳定器的两个撑杆支撑飞机。

C-17的机翼为采用超临界翼型的悬臂式上单翼，1/4弦线后掠角25°，机翼两端装有NASA设计的高2.9米的翼梢小翼。值得注意的是，翼梢小翼也是当年YC-15所不具备的一项前沿技术。从原理上讲，这种气动装置是通过阻挡和分散翼尖涡的方式，削弱这一有害能量的影响，从而给机翼增升减阻，降低油耗、加大航程和航时。前面提到，飞机主要靠气流在机翼上表面与下翼面间产生速度差、压力差来产生升力。在机翼翼尖的区域，由于下翼面的压力高于上表面，底部气流有向上翻卷、进行压力交换的趋势，并最终形成翼尖涡。这股涡流会给飞机带来不利的干扰——使翼尖的升力减小，阻力增加（称为翼尖诱导阻力或升致阻力），从而导致全机升阻比降低。为此，发动机必须付出更多的能量才能维持飞机的飞行，巡航经济性也随之变差。怎样才能减少翼尖涡的有害影响？措施之一是加大机翼翼展，尽量缩小翼尖涡对机翼的干扰范围。但增大翼展又会引发结构强度、刚度、重量等一系列问题。办法之二是对翼尖进行修形，如采用椭圆翼尖、低阻翼尖等方案，但这些措施的效果有限。对策之三便是安装翼尖端板、翼尖帆片、翼梢小翼等气动装置。它们一般垂直、倾斜或水平布设在翼尖处，用以阻挡和分散翼尖涡，以降低其对机翼的不利影响。试验数据表明，“全封闭”式翼尖端板的气动效益不如翼梢小翼好，因为它在减少诱导阻力的同时，本身也会产生一定的磨擦阻力和干扰阻力，对改善全机升阻特性的贡献不大（除非把它当做“翼稍立尾”使用）。而装在翼尖较为靠后位置上的翼梢小翼可使全机的升阻比提高1%～15%，C-17采用翼梢小翼的意图正在于此。翼梢小翼的应用改善了C-17的巡航性能，降低油耗2%左右，减小阻力约3%。

C-17的外侧机翼备有承力点，为将来任务延伸而准备，该承力点上可装防御性航空电子设备安装座或加油软管卷盘系统等设备。机翼蒙皮、桁条和翼梁构成了从飞机中心线到翼梢小翼的整体结构，在机翼前后梁之间形成了一个整体油箱。为了承受高速高温喷流的冲击，正对尾喷管的襟翼下表面做了特殊处理。根据在 YC-15 上试飞的结果，襟翼向下偏折时，发动机的排气流会产生反作用升力和环流升力，使飞机能以较低的进场空速（215千米/时）和较大的下降速率（4.6 米/秒）迅速落地。前缘缝翼全幅伸展时，可提供最大的升力及失速特性。悬臂式T形尾翼高16.8米，有一个41°后掠角的垂直安定面，其顶端装有一个安装角可调的水平安定面。垂直安定面与机身连接处向前伸有小背鳍，嵌入式方向舵分为上、下两段，升降舵也分为两段。等截面的垂直安定面由带有前后梁的盒形件构成，其前后梁和3根纵向加强条（铝合金冲压件）把尾翼根部与机身尾段一系列斜框相接。水平安定面的枢轴安装在按破损安全设计的框上，并以安装在后梁上的两个按破损安全设计的凸耳为转动中心。尾翼构件使用了大量的复合材料，水平尾翼有一个用凯芙拉泡沫材料做芯的水平安定面前缘和一套（4块）碳-环氧树脂材料做的升降舵。发动机短舱两侧有一对涡流发生器，在大迎角爬升时产生的涡流可以流过机翼上表面，吹除附面层并降低发动机短舱周围乱流对机翼的不利影响。

需要提及的是，C-17和将被它取代的C-141有一项特别的不同之处：在必要的情况下，可以在未整修的路面上短场紧急降落。原型机试飞员曾表示，C-17 的落地就和战斗机一样，因此起落架必须格外坚固与耐震。在未铺装跑道上起降的关键是降低轮胎的地面压强，出于降低机身的需要，C-17并没有采用客机惯用的多轮小车式起落架。C-17的主起落架一共有12个轮胎，左右各一组，每组6个轮胎，前起落架有2个轮胎，主起落架旋转90°向里收入机身两侧整流罩内。该机能在18.3米宽的跑道上起落，在90×132米的停机坪上机动。具体来说，C-17的起落架为液压可收放前三点式起落架，可靠重力应急自由放下。梅纳斯科公司制造的起落架，按垂直下降速度3.81米/秒设计，并采用长行程减震支柱，用以在简易机场或碎石跑道上着陆。双轮的前起落架向前收起，它有一个向前倾斜的行程为500毫米的减震支柱。采用霍尼韦尔公司制造的轮胎，1016毫米×406毫米，胎压1122帕。前起落架装有前轮转弯机构，用方向舵脚蹬操作时，可转弯范围内12°，用操纵杆操纵时，可转弯范围65°。

主起落架位于机身腹部的两侧，每侧有两根减震支柱（前后排列），每根支柱上有3个机轮。轮胎尺寸为1270毫米×533毫米，胎压1000帕。在起落架收起过程中，前后支柱彼此相向转动90°，然后利用连杆机构，将起落架支柱向上、向内收起，从而使整个起落架收入机身侧部主起舱内。这一独特的收放机构有别于传统机轮收入机腹下部主起舱的形式（如伊尔-76），使起落架舱最低点与机身最低点相对距离减小，大大降低了货舱地板距地面高度（伊76高达2米以上，C-17仅为1.63米）。起落架整流包上设有支柱舱门，在起落架收放过程中打开，以满足起落架收放过程中支柱运动空间要求。在起落架收起和放下位置时，支柱舱门均关闭。起落架舱门直接与起落架动作机构相连，省去了单独的舱门收放液压机构和收放程序。右侧主起舱比左侧主起舱略大些，以便安装霍尼韦尔公司盖瑞特发动机分公司的GTCP331辅助动力装置。

C-17装备4台普拉特·惠特尼公司F117-PW-100高涵道比涡扇发动机。F117-PW-100发动机的民用型号是PW2000，涵道比6.0，最大推力170.81～194.54千牛。PW2000系列发动机首先被波音757客机采用，这是第一种采用全权限数字式（FADEC）控制系统的发动机。F117与PW2000相比，增加了一套可在飞行中使用的反推力装置，可以让C-17快速下降，还能帮助飞机在倾斜地面转弯。具体来说，推力185.5千牛的F117-PW-100发动机在C-17上被额定为181千牛。除了为安装反推装置而做了些必要的改动之外，F117-PW-100与民用型波音757上装的PW2040基本相同。发动机以悬吊式挂架挂于机翼的前下方，每具挂架由数件铸铝螺桩结构与机翼相搭接，使外挂载和机翼间有连续的负载路径。由于挂架和发动机很靠近，在强度及温度的考虑下，主要使用材料是钛合金。破损安全设计的发动机安装挂架有一个可互换的工艺接头，它位于机翼前缘的前方。这个工艺接头的作用就是当拆卸发动机挂架时不会影响挂架与机翼的连接。挂架包皮由耐热的钛合金材料制成。

挂架下梁及其两侧壁板构成了第一块防火壁。挂架与机翼通过锻造铝合金构件相连，它可把发动机的载荷传递给机翼抗扭盒。这个连接件与挂架结合的部位是第二块防火壁。发动机短舱由铝合金、钛合金、镍合金和碳-环氧树脂、碳聚酰亚等复合材料的构件构成。发动机短舱内有发动机的内、外涵道及各自的反推装置。反推装置对于在前线机场拥挤的空间下，飞机仍具有灵活的机动性起重要作用。在满载的情况下，使用反推装置时，飞机能在25米内做180°的三点转弯。外涵道反推装置悬挂在挂架下，而内涵道反推装置则连接在发动机后面的法兰盘上。有液压操纵的反推装置除了在地面使用外，还能在空中使用。发动机短舱还支撑着两个涡流发生器，这两个涡流发生器就安装在进气道的后面。由于涡流发生器延缓了机翼上气流的分离，使最大升力系数提高约6%，阻力不增加。C-17在未铺装跑道甚至是沙漠降落时，反推装置有助于防止发动机吸入砂砾，在降落时机翼上表面的扰流板也会升起帮助减速。

C-17采用了DC-10/KC-10飞机的环控系统（空调），但不是简单地复制， 而是选用了DC-10/KC-10环控系统中基本的空调组件，使用了新工艺，组件尺寸也缩小了。联信宇航公司的计算机控制系统提供空调、增压和机载电子设备的冷却和结冰保护。两个单独的环控系统控制器（ESC）是该系统的核心。如果一个控制器发生故障，另一个控制器仍能完全实施控制。ESC控制着供气系统，供气系统的主体是横贯机翼的供气总管（位于机翼前缘内）。通过该总管为发动机起动、空调和增压、电子冷却系统、结冰保护和机上惰性气体发生系统供气。机上惰性气体发生系统产生富氮的空气用于燃油箱。当只用一个ESC时，飞行高度3048～13716米范围内，舱内外最大压差可保持在57帕。中翼和外翼的前缘缝翼有防冰装置，用来自供气总管的发动机引气来防冰，而机翼前缘是不防冰的。4台由发动机驱动的一体化驱动发电机（IDG）通过总长达200千米的导线为飞机供电。每台IDG有一个恒速驱动装置和一个90千瓦发电机。4台IDG以分离式并联到汇流条上，可提供115/220伏、三相、400赫兹交流电。直流电力系统也采用分离式并联，有4个220伏变压整流器，能供28伏直流电。应急供电系统由单相、1000瓦变流器提供交流电，2个40安镍镉电池提供直流电。

机翼内有4个单独的燃油箱（两个外侧油箱，两个内侧油箱），每个外侧油箱可装16530千克燃油，每个内侧油箱可装23430千克燃油，总燃油量达80000千克。C-17没有采用油箱内油泵，而使用插入式油泵，以便修理或更换。4个独立的液压系统，为全机提供高达28980帕的液压力。之所以要这么高的压力，是因为飞机上有许多大的操纵面，特别是在使用数字式飞行控制系统时，快速驱动这些操纵面需要高压动力。单独使用4个液压系统中任何一个系统，C-17都能维持飞行。第4个液压系统中装有快速伸出的冲压空气涡轮，在应急情况下，这个涡轮可向飞行操纵面舵机提供液压动力。

C-17机组只需3人，即正副驾驶员和货物装卸员。用人如此之少，盖因座舱采用了先进的数字式航空电子系统。C-17总共有4个主计算机系统，这些系统控制着56个数字式外场可更换部件。这些部件用以监控、处理和传送MIL-STD-1553和ARINC429数据总线上的数据，用以操纵飞机和报告机组。这4个主计算机系统用于任务、告警、无线电综合管理和飞行操纵。每个系统内的主计算机用作MIL-STD-1553数据总线上的总线控制器。这些数据总线共同形成一个集中的故障报告系统。任务计算机电子显示器子系统由Delco电子公司的3个任务计算机、霍尼韦尔公司的4个彩色多功能显示器（MFD）、马可尼公司的2个全飞行范围平显构成。平显是该机的主飞行仪表，在不使用时，可以把它收起来。在短距着陆和低空空投等高工作负荷使用时，平显有两个抗干扰模式。

C-17是美国制造的第一架采用电传操纵的大型运输机，它有一个4通道数字式飞行操纵系统（DFCS）。原设计是个复式双通道DFCS，后来在风洞试验时发现了T型尾翼运输机有不可恢复的严重失速问题，所以改为4通道系统， 并加装了迎角限制器系统（ALS）提供失速保护。ALS用限制升降舵位置的方法来限制飞机的姿态，防止飞机进入不可恢复的失速状态，从而实现失速保护。

失速预警震杆器是另一个失速告警系统。DFCS由4个GEC电子设备分公司的飞行操纵计算机（FCC）、2个扰流板操纵/升降舵感受计算机、2个复式大气数据计算机、3个3轴角速度传感器和加速度计，以及驾驶杆和方向舵脚蹬上的4通道传感器构成。升降舵、方向舵、副翼、扰流板、襟翼、前缘缝翼、水平安定面和发动机均通过DFCS实现电传操纵。升降舵、下方向舵、副翼和水平安定面还具有机械操纵的备用能力所。导航系统接收和处理来自全球定位卫星、气象探测雷达、雷达高度表、惯导和任务计算机的数据。导航系统数据库除有500个主要的导航坐标位置和其他战术数据外，还存有全球所有伏尔导航台的资料。Telephonic公司的无线电综合管理系统管理和控制着所有的通信系统和导航接收机。它除管理着敌我识别器、抗干扰通信、卫星通信和雷达信标机外，还能预置多达20个VHF/UHF频率，监控30个频率。Teledeny公司的告警系统由2台告警计算机、1部数字总线、告警信号器仪表板、2个带遮光罩的告警显示器和6个告警灯组成。驾驶杆手柄上，有俯仰横滚配平开关、送话器、飞行操纵系统状态选择、空中加油/自动驾驶仪断开和空投系统断开按钮。

最后值得提及的是，C-17是按易毁性分析技术设计的运输机，其机体的任何一个部位都可以承受12.7毫米穿甲弹以600米/秒速度的攻击。从易毁性考虑，将其多条控制电路和流体管道相互隔离。C-17的机载设备大多按多余度设计。飞机可由4套液压系统中的任何一套进行控制。机上的3台任务计算机，只要其中的6台正常工作，便可提供全部的任务能力。C-17的数字飞行操纵系统可弥补因机体或29片空气动力控制面的任何一片被损坏而造成的飞行控制能力的变化。4 个飞行操纵计算机（FCC）当中只要有2个或2个以上正常工作，数字飞行操纵就能得以维持。若3个甚至4个FCC都出现了故障，还能自动接通液压机械备用系统。

所有C-17都配有导弹接近告警系统、红外干扰仪、干扰箔条和干扰弹。整套野战设施还包括座舱和关键部位重达534千克的碳化硼装甲。C-17设计中对战地自我保障也给予了足够重视，飞机各系统设计得尽可能简单实用，便于维修。重要的外场可更换件全部可以在使用中更换，全部外场可更换件在进行更换时不需要移动和拆卸飞机上的任何设备。飞机自备特殊的支撑设备，在装货时保护飞机，外场维修不需其他任何设备，即可将飞机顶起，进行维修和更换轮胎。主起落架采用机械式自由放下，降低了电机和液压系统的复杂性。起落架舱门直接连在起落架上，省去了单独的舱门收放液压机构和收放程序。此外，维护高大的尾翼不需大的工作台，货舱后端有一入口，可进入直通垂尾内部的一个通道，沿扶梯可登上垂尾顶部的维修舱口，维修十分方便。

（未完待续）

（编辑/一翔）